Em Órbita n.º 96 Fevereiro de 2010

Em Órbita

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Em Órbita Em Órbita n.º 96 (Vol. 9) – Fevereiro de 2010 Índice Lançamentos orbitais em Fevereiro de 2010 Rússia lança Progress M-04M para a ISS SDO para estudar o comportamento do Sol Proton-M/Briz-M lança Intelsat-16 Quadro de lançamentos recentes Outros objectos catalogados Regressos / Reentradas Próximos lançamentos tripulados Futuras Expedições na ISS Cronologia Astronáutica (LV) Explicação dos termos técnicos

91 92 103 129 144 144 145 146 148 149 150

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

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

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

Rui C. Barbosa BRAGA PORTUGAL 00 351 93 845 03 05 rcb@netcabo.pt

Na Capa: O foguetão Atlas-5/401 (AV-021) transportando o Solar Dynamics Observatory é lentamente transportado para a plataforma de lançamento. Imagem: Jacques van Oene.

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Em Órbita

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Em Órbita

Lançamentos orbitais em Fevereiro de 2009 Em Fevereiro de 2010 foram levados a cabo 4 lançamentos orbitais dos quais um foi tripulado, tendo-se colocando em órbita 4 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Fevereiro de 2010 foram realizados 4691 lançamentos orbitais, 356 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 7,6% do total e a uma média de 6,8 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (471 lançamentos que correspondem a 10,0% com uma média de 9,1 lançamentos por mês de Dezembro) e é no mês de Janeiro onde se verificam menos lançamentos orbitais (282 lançamentos que correspondem a 6,0% com uma média de 5,4 lançamentos por mês de Janeiro).

2008

2005

2002

1999

1996

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

18 16 14 1212 12 12 11 11 12 10 10 1010 10 9 9 9 9 10 8 8 8 8 8 8 8 8 88 77 7 8 6 6 6 6 6 6 5 5 5 5 6 4 4 4 4 4 4 3 3 3 3 4 2 2 2 1 2 0 0 0 1957

Lançamentos

Lançamentos orbitais em Fevereiro desde 1957

Ano

120

119

112 118

127

140

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

Total de lançamentos orbitais 1957 / 2010 (Fevereiro)

63 65 67

53 52

19

35

40

75

82 58 62 61 1999

86

77 73

1996

55

60

75 73

79

89

95 88

87

80

72

Lançamentos

100

2

6

8

14

20

2008

2005

2002

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

1957

0

Ano

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Rússia lança Progress M-04M para a ISS Dependendo em grande parte dos cargueiros espaciais russos para se manter operacional em órbita terrestre, a ISS recebeu a visita de mais um veículo de carga russo em Fevereiro de 2010. A missão ISS-36P foi lançada desde o Cosmódromo de Baikonur a 3 de Fevereiro. O voo do Progress M-04M foi a continuação de um sucesso iniciado a 20 de Janeiro de 1978 com a colocação em órbita do Progress-1 (10603 1978-008A).

De novo a NASA decidiu designar um veículo pertencente a outra nação com uma designação que não corresponde á verdade.

Sendo esta a missão ISS-36P, a NASA designa este cargueiro como Progress-36, referindo-se assim ao número sequencial no programa da estação espacial internacional. Porém, esta é uma designação que induz em erro muitos dos leitores. Na realidade o cargueiro Progress-36 ‘7K-TG n.º 144’ (19117 1988-037A) foi lançado às 0030:24,654UTC do dia 13 de Maio de 1988 por um foguetão 11A511U2 Soyuz-U2 (L15000-023) a partir da Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 do Cosmódromo NIIP-51 Baikonur, tendo acoplado a 15 de Maio (0213:26UTC) com a estação espacial Mir. O Progress-36 separar-seia da Mir a 5 de Junho (1111:55UTC) e iniciaria a sua manobra de saída de órbita às 2028:00UTC, reentrando na atmosfera terrestre às 2118:40UTC mesmo dia.

Os cargueiros Progress M-M Ao abandonar o seu programa lunar tripulado a União Soviética prosseguiu o seu programa espacial ao colocar sucessivamente em órbita terrestre uma série de estações espaciais tripuladas nas quais os cosmonautas soviéticos e posteriormente russos estabeleceram recordes de permanência no espaço. Começando inicialmente com estadias de curtas semanas e passando posteriormente para longos meses, os cosmonautas soviéticos eram abastecidos no início pelas tripulações que os visitavam em órbita, mas desde cedo, e começando com a Salyut-6, a União Soviética iniciou a utilização dos veículos espaciais de carga Progress. Os Progress representaram um grande avanço nas longas permanências em órbita, pois permitiam transportar para as estações espaciais víveres, instrumentação, água, combustível, etc. Os cargueiros são também utilizados para elevar as órbitas das estações, para descartar o lixo produzido a bordo dos postos orbitais e para a realização de diversas experiências científicas.

1

NIIP – Nauchno-Issledovatelskiy Ispytatelny Poligon (Polígono Estadual de Pesquisa Científica).

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Em Órbita Ao longo de 30 anos foram colocados em órbitas dezenas de veículos deste tipo que são baseados no mesmo modelo das cápsulas tripuladas Soyuz e que têm vindo a sofrer alterações e melhorias desde então.

A versão carga da Soyuz O cargueiro 11F615A60 (7K-TGM) n.º 404 foi o 127º cargueiro russo a ser colocado em órbita, dos quais 43 foram do tipo Progress (incluindo o cargueiro Cosmos 1669), 68 do tipo Progress M (incluindo o Progress MSO1), 11 do tipo Progress M1 e 4 do tipo Progress M-M. Os Progress 1 a 12 serviram a estação orbital Salyut-6; os Progress 13 a 24 e o Cosmos 1669 serviram a estação orbital Salyut-7; os Progress 25 a 42, Progress M a M-43 e Progress M1-1, M1-2 e M1-5 serviram a estação orbital Mir. O cargueiro Progress M-SO1 também foi utilizado para transportar carga para a ISS ao mesmo tempo que servia para adicionar o módulo Pirs.

O veículo Progress M-M (11F615A60) é uma versão modificada do modelo 7K-TGM Progress (11F615A55), com um novo computador TsVM-101 no lugar do velho computador Árgon-16 e com um novo sistema compacto digital de telemetria MBITS no lugar do velho sistema de telemetria analógico. Estas alterações permitem um sistema de controlo mais rápido e eficiente, ao mesmo tempo que permitem uma redução de 75 kg na massa total do sistema de aviónicos. A estrutura do novo sistema de controlo, a arquitectura do software utilizado e das suas capacidades, bom como a sua natureza modular, permite um ajustamento mais fácil a novos sensores.

Tal como os outros tipos de cargueiros, o Progress M-M é constituído por três módulos: •

Módulo de Carga – GO “Gruzovoi Otsek” (com um comprimento de 3,0 metros, um diâmetro de 2,3 metros e um peso de 2.520 kg) com um sistema de acoplagem e está equipado com duas antenas tipo Kurs;

•

Módulo de Reabastecimento – OKD “Otsek Komponentov Dozapravki” (com um comprimento de 2,2 metros, um diâmetro de 2,2 metros e um peso de 1.980 kg) destinado ao transporte de combustível para as estações espaciais;

•

Módulo de Serviço PAO “Priborno-Agregatniy Otsek“ (com um comprimento de 2,3 metros, um diâmetro de 2,1 metros e um peso de 2.950 kg) que contém os motores do veículo tanto para propulsão como para manobras orbitais. O seu aspecto exterior é muito semelhante ao dos veículos tripulados da série 17K-STM Soyuz TM (11F732).

Os lançamentos dos veículos de carga russos serão levados a cabo pelos foguetões 14A14 Soyuz-2.1a em vez dos foguetões 11A511U Soyuz-U a partir de 2009 / 2010, com os dois lançadores a serem utilizados em simultâneo durante um período de tempo. A partir de 2010 os lançamentos dos veículos tripulados Soyuz TMA e Soyuz TMA-M serão lavados a cabo pelo foguetão 14A14 Soyuz-2.1a e mais tarde os lançamentos dos veículos de carga serão levados a cabo pelos foguetões 14A14 Soyuz-2.1b.

Esta alteração acontece devido ao facto que, tal como aconteceu com os foguetões 8K82K Proton-K, os sistemas de controlo analógicos utilizados nos foguetões 11A511U Soyuz-U e 11A511U-FG Soyuz-FG são fabricados na Ucrânia. Como a agência espacial russa Roscosmos e o Ministério da Defesa Russo não querem depender de um fabricante estrangeiro, torna-se necessário proceder a esta alteração nos lançadores pois os novos sistemas de controlo e telemetria são fabricados na Rússia.

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Em Órbita A seguinte tabela indica os últimos dez veículos de carga colocados em órbita: Progress M-62 (27P) M-63 (28P) M-64 (29P) M-65 (30P) M-01M (31P) M-66 (32P) M-02M (33P) M-67 (34P) M-03M (35P) M-04M (36P)

Nº de Série 362 363 364 365 401 366 402 367 403 404

NORAD 32391 32484 32847 33340 33443 33593 34905 35641 35948 36361

Designação Internacional 2007-064A 2008-004A 2008-023A 2008-043A 2008-060A 2009-006A 2009-024A 2009-040A 2009-056A 2010-003A

Lançamento 23-Dez-07 5-Fev-08 14-Mai-08 10-Set-08 26-Nov-08 10-Fev-09 7-Mai-09 24-Jul-09 15-Out-09 3-Fev-10

Acoplagem 27-Dez-07 7-Fev-08 16-Mai-08 17-Set-08 30-Nov-08 13-Fev-09 12-Mai-09 29-Jul-09 18-Out-09 5-Fev-10

Separação Reentrada 4-Fev-08 15-Fev-08 7-Abr-08 7-Abr-08 8-Set-08 8-Set-08 14-Nov-08 7-Dez-08 6-Fev-09 8-Fev-09 6-Mai-09 18-Mai-09 30-Jun-09 13-Jul-09 21-Set-09 27-Set-09

Esta tabela indica os últimos dez lançamentos dos veículos de carga russos. Todos os lançamentos são levados a cabo desde o Cosmódromo GIK-5 Baikonur por foguetões 11A511U Soyuz-U e tiveram como destino a estação espacial internacional ISS. Tabela: Rui C. Barbosa.

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Em Órbita

O foguetão 11A511U Soyuz-U O foguetão 11A511U Soyuz-U é a versão do lançador 11A511 Soyuz, mais utilizada pela Rússia para colocar em órbita os mais variados tipos de satélites. Pertencente à família do R-7, o Soyuz-U também tem as designações SS-6 Sapwood (NATO), SL-4 (departamento de Defesa dos Estados Unidos), A-2 (Designação Sheldom).

O Soyuz-U é fabricado pelo Centro Espacial Estatal Progress de Produção e Pesquisa em Foguetões (TsSKB Progress) em Samara, sobre contrato com a agência espacial russa.

O foguetão 11A511U Soyuz-U com o cargueiro Progress M tem um peso de 313.000 kg no lançamento, pesando aproximadamente 297.000 kg sem a sua carga. Sem combustível o veículo atinge os 26.500 kg (contando com a ogiva de protecção da carga). O foguetão tem uma altura máxima de 36,5 metros (sem o módulo orbital). É capaz de colocar uma carga de 6.855 kg numa órbita média a 220 km de altitude e com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre. No total desenvolve uma força de 410.464 kgf no lançamento, tendo uma massa total de 297.400 kg. O seu comprimento atinge os 51,1 metros e a sua envergadura com os quatro propulsores laterais é de 10,3 metros.

O módulo orbital (onde está localizada a carga a transportar) pode ter uma altura entre os 7,31 metros e os 10,14 metros dependendo da carga.

O diâmetro máximo da sua secção cilíndrica varia entre os 2,7 metros e os 3,3 metros (dependendo da carga a transportar). O foguetão possui um sistema de controlo analógico e tem uma precisão na inserção orbital de 10 km em respeito à altitude, 6 segundos em respeito ao período orbital e de 2’ no que diz respeito ao ângulo de inclinação orbital. É um veículo de três estágios, sendo o primeiro estágio constituído por quatro propulsores laterais a combustível líquido designados Blok B, V, G e D. Cada propulsor tem um peso de 43.400 kg, pesando 3800 kg sem combustível. O seu comprimento máximo é de 19,8 metros e a sua envergadura é de 3,82 metros. O tanque de propolente (querosene e oxigénio) tem um diâmetro de 2,68 metros. Cada propulsor tem como componentes auxiliares as unidades de actuação das turbo-bombas (peróxido de hidrogénio) e os componentes auxiliares de pressurização dos tanques de propolente (nitrogénio).

Cada propulsor tem um motor RD-117 e o tempo de queima é de cerca de 118 s. O RD-117 desenvolve 101.130 kgf no vácuo durante 118 s. O seu Ies é de 314 s e o Ies-nm é de 257 s, sendo o Tq de 118 s. Cada motor tem um peso de 1.200 kg, um diâmetro de 1,4 metros e um comprimento de 2,9 metros. Têm quatro câmaras de combustão que desenvolvem uma pressão no interior de 58,50 bar. Este motor foi desenhado por Valentin Glushko.

O Blok A constitui o corpo principal do lançador e é o segundo estágio, estando equipado com um motor RD-118. Tendo um peso bruto de 99500 kg, este estágio pesa 6.550 kg sem combustível e é capaz de desenvolver 99.700 kgf no vácuo. Tem um Ies de 315 s e um Tq de 280s. Como propolentes usa o LOX e o querosene (capazes de desenvolver um Isp-nm de 248 s). O Blok A tem um comprimento de 27,1 metros e um diâmetro de 2,95 metros. O diâmetro máximo dos tanques de propolente é de 2,66 metros.

Este estágio tem como componentes auxiliares as unidades de actuação das turbo-bombas (peróxido de hidrogénio) e os componentes auxiliares de pressurização dos tanques de propolente (nitrogénio). O motor RD118 foi desenhado por Valentin Glushko nos anos 60. É capaz de desenvolver uma força de 101.632 kgf no vácuo, tendo um Ies de 315 s e um Ies-nm de 248 s. O seu tempo de queima é de 286 s. O peso do motor é de 1.400 kg, tendo um diâmetro de 1,4 metros, um comprimento de 2,9 metros. As suas quatro câmaras de combustão desenvolvem uma pressão de 51,00 bar.

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Em Órbita O terceiro e último estágio do lançador é o Blok I equipado com um motor RD-0110. Tem um peso bruto de 25.300 kg e sem combustível pesa 2.710 kg. É capaz de desenvolver 30.400 kgf e o seu Ies é de 330 s, tendo um tempo de queima de 230 s. Tem um comprimento de 6,7 metros (podendo atingir os 9,4 metros dependendo da carga a transportar) e um diâmetro de 2,66 metros (com uma envergadura de 2,95 metros), utilizando como propolentes o LOX e o querosene. O motor RD-0110, também designado RD461, foi desenhado por Semyon Ariyevich Kosberg. Tem um peso de 408 kg e possui quatro câmaras de combustão que desenvolvem uma pressão de 68,20 bar. No vácuo desenvolve uma força de 30.380 kgf, tendo um Ies de 326 s e um tempo de queima de 250 s. Tem um diâmetro de 2,2 metros e um comprimento de 1,6 metros.

A tabela seguinte indica os últimos dez lançamentos orbitais levados a cabo com o foguetão 11A511U Soyuz-U. Lançamento

Data

Hora UTC

Veículo Lançador

Local Lançamento

Plataforma Lançamento

2007-064

23-Dez-07

7:12:41

Sh15000-109

GIK-5 Baikonur

LC1 PU-5

2008-004

5-Fev-08

13:02:57

Ц15000-106

GIK-5 Baikonur

LC1 PU-5

2008-023

14-Mai-08

20:22:56

Ш15000-110

GIK-5 Baikonur

LC1 PU-5

2008-043

10-Set-08

19:50:02

Ш15000-111

GIK-5 Baikonur

LC1 PU-5

2008-058

14-Nov-08

15:50:00

?????

GIK-1 Plesetsk

LC16/2

2008-060

26-Nov-08

12:28:28

Ш15000-114

GIK-5 Baikonur

LC1 PU-5

2009-006

10-Fev-09

5:49:46

Ю15000-115

GIK-5 Baikonur

LC31 PU-6

2009-022

29-Abr-09

16:58:00

?????

GIK-1 Plesetsk

LC16/2

2009-024

7-Mai-09

18:37:09

Ц15000-113

GIK-5 Baikonur

LC1 PU-5

2009-040

24-Jul-09

10:56:56

Ю15000-112

GIK-5 Baikonur

LC1 PU-5

Carga Progress M-62 (32391 2007-064A) Progress M-63 (32484 2008-004A) Progress M-64 (32847 2008-023A) Progress M-65 (33340 2008-043A) Cosmos 2445 (33439 2008-058A) Progress M-01M (33443 2008-060A) Progress M-66 (33593 2009-006A) Cosmos 2450 (24871 2009-022A) Progress M-02M (34905 2009-024A) Progress M-67 (35641 2009-040A)

Esta tabela mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo utilizando o foguetão 11A511U Soyuz-U sem qualquer estágio superior (Fregat ou Ikar). Este lançador continua a ser o vector mais utilizado pela Rússia. Tabela: Rui C. Barbosa.

Lançamento do Progress M-04M No dia 27 de Setembro de 2009 chagava ao terminal ferroviário de Tyura-Tam um comboio proveniente dos arredores de Moscovo contendo os componentes do foguetão 11A511U Soyuz-U (Ю15000-117) que seria utilizado para o lançamento do veículo de carga 11Ф615А60 n.º 404. Após serem cumpridas as formalidades alfandegárias, o comboio era transferido para a rede de caminhos-deferro do Cosmódromo GIK-5 Baikonur e transportado o edifício de integração e montagem da Área 112 onde os diferentes componentes seriam processados e preparados para o lançamento. Nesta data o lançamento da missão ISS-36P estava prevista para o dia 26 de Dezembro, sendo depois adiado para 2010.

No dia 23 de Dezembro o novo veículo de carga encontrava-se no interior da câmara de vácuo na qual seria verificada a possível existência de fugas. Ao mesmo tempo que o veículo de carga era preparado, decorriam também os trabalhos com o foguetão lançador. No mesmo dia eram realizados os testes pneumáticos dos diferentes componentes do primeiro estágio, enquanto decorriam os trabalhos de montagem do segundo estágio.

Os preparativos na Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 ‘Gagarinskiy Start’ eram iniciados a 18 de Janeiro.

A 19 de Janeiro os dois tanques Rodnik de abastecimento de água eram enchidos com a denominada ‘água de prata’ que se destinaria ao segmento russo da ISS. Toda a água utilizada no segmento russo da estação espacial internacional tem de ser tratada com um tipo de desinfectante utilizado na água que abastece a cidade de Moscovo, que utiliza nitrato de prata em vez de um processo de desinfecção através de cloro. Isto deve-se ao facto de que o equipamento russo que lida com água, tal como o gerador Elektron e os condensadores recolectores, ficariam avariados se fosse utilizado outro «tipo» de água. Isto significa também que toda a água transportada pelo vaivém espacial para o segmento russo, tem de ser propositadamente enviada desde Moscovo.

O mecanismo de acoplagem activo foi instalado no veículo de carga no dia 20 de Janeiro e no dia 23 dava-se início ao abastecimento dos tanques de propolentes e dos gases de pressão necessários para as manobras orbitais. O processo de abastecimento durou dois

Em Órbita – Vol.9 – N.º 96 / Fevereiro de 2010

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Em Órbita dias e no dia 25 de Janeiro o veículo 11Ф615А60 n.º 404 era transportado de volta para as instalações de integração e montagem para se proceder às operações finais de processamento.

No dia 26 de Janeiro procedia-se à acoplagem do veículo com o compartimento de transferência. Este compartimento faz a ligação física entre a carga e o último estágio (Blok-I) do foguetão lançador. A 28 de Janeiro os especialistas da Corporação RKK Energiya Sergei Korolev levaram a cabo a inspecção final do veículo e depois este foi colocado no interior da carenagem de protecção do foguetão lançador.

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Em Órbita Com a colocação do veículo 11Ф615А60 n.º 404 no interior da carenagem de protecção 11S517A2 n.º Б15000-084, era então constituído o Módulo Orbital que seria transportado para o edifício de integração e montagem do foguetão lançador na Área 254 (por vezes designado MIK 254) no dia 29 de Janeiro.

No interior do MIK 254 o Módulo Orbital seria então acoplado com os estágios inferiores do foguetão lançador 11A511U Soyuz-U (Ю15000-117). O processo de montagem inicia-se com a acoplagem do Módulo Orbital com o último estágio do lançador, Blok-I. Depois, este conjunto é acoplado com o estágio central, Blok-A, ao qual já estão acoplados os quatro propulsores laterais.

Finalizados trabalhos de montagem e procedidas a todas as verificações, o foguetão seria então transportado para a plataforma de lançamento. No entanto, este transporte só acontece após a realização de uma reunião da Comissão Estatal que analisa e supervisiona os preparativos para o lançamento e que no final dá a sua aprovação para o transporte para a plataforma de lançamento.

Tal como é tradição, o transporte iniciou-se às 0030UTC e teve lugar a 1 de Fevereiro. Como acontece com totalidade dos lançadores russos (exceptuando o foguetão Rokot/Briz-KM), o transporte do 11A511U Soyuz-U fez na horizontal. O foguetão, colocado num vagão de caminho de ferro especialmente desenhado, é transportado ao longo de uma linha que o faz passar por algumas das instalações dedicadas ao programa do vaivém espacial Buran. Para os observadores perto da plataforma de lançamento a partir da qual será lançado, o comboio surge minúsculo no horizonte ganhado definição à medida que se vai aproximando. Com a locomotiva na frente, o comboio tem de executar uma pequena manobra na junção de duas linhas para que a locomotiva preceda o vagão com o lançador. Após a manobra, o comboio ganha novamente velocidade, que nunca é muito elevada, e vai-se aproximando

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Em Órbita da plataforma de lançamento. Aqui, e após a remoção de algumas estruturas, o foguetão é lentamente colocado na posição vertical sobre o poço das chamas, iniciando-se um período de processamento e preparação final de dois dias.

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Em Órbita

A contagem decrescente para o lançamento do veículo 11Ф615А60 n.º 404 decorreu sem qualquer problema e o lançamento teve lugar às 0345:29,171UTC do dia 3 de Fevereiro.

O final da queima dos quatro propulsores laterais que constituem o primeiro estágio teve lugar a T+1m 58,78s (0347:27,95UTC) e a separação da ogiva de protecção ocorreu a T+1m 42,36s (0348:11,53UTC).

O final da queima do estágio central (por vezes também designado segundo estágio) Blok-A teve lugar a T+4m 45,05s (0350:14,22UTC) e a separação entre o segundo e o terceiro estágio ocorreu T+4m 47,30s (0350:16,47UTC). A separação da estrutura inter-estágio ocorreu a T+4m 57,05s (0350:26,22UTC).

O final da queima do terceiro estágio Blok-I ocorreu a T+8m 45,88s (0354:15,05UTC) e a separação do veículo 11Ф615А60 n.º 404 ocorreu a T+8m 49,14s (0354:18,31UTC) recebendo então a designação de Progress M-04M.

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Em Órbita

Iniciava-se então uma perseguição á estação espacial internacional, destino da carga a bordo do Progress M-04M que transportava, além de outros materiais: 363 kg de água para o sistema Rodnik, 871 kg de propolente no compartimento de reabastecimento, 250 kg no módulo de serviço alocado para as necessidades da ISS, 77 kg de sistemas electrónicos, 133 kg de alimentos, 96 kg de equipamentos médicos, 4 kg de equipamentos para os sistemas do módulo Poisk e 496 kg de cargas para o segmento norteamericano. A carga total a bordo era de 2.686 kg num total de massa de 7.290 kg.

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Em Órbita O Progress M-04M ficou colocado numa órbita inicial com um apogeu a 245 km de altitude e um perigeu a 193 km de altitude. A imagem seguinte mostra o denominado ciclograma da missão que refere as manobras finais até à acoplagem com a ISS. A primeira manobra orbital teve lugar às 0634:37UTC na 3ª órbita. Os motores do Progress M-04M foram accionados durante 39,8 segundos fazendo com que se desse uma alteração de velocidade de 15,57 m/s. Após esta primeira manobra o veículo ficou colocado numa órbita com um apogeu a 239,3 km de altitude, um perigeu a 223,9 km de altitude, inclinação orbital de 51,621º e período orbital de 88,64 minutos. A segunda manobra teve lugar às 0659:48UTC e ocorre já na 4ª órbita. A velocidade do Progress M-04M foi alterada em 8,79 m/s com os motores a serem accionados durante 23,0 segundos.

Após esta manobra o veículo ficou colocado numa órbita com um apogeu a 258,5 km de altitude, um perigeu a 224,2 km de altitude, inclinação orbital de 51,665º e período orbital de 89,21 minutos. Uma nova manobra orbital tem lugar durante a 18ª órbita às 0349:05UTC do dia 4 de Fevereiro. Os motores do Progress M-04M são accionados durante 29,5 segundos alterando a velocidade em 2,0 m/s. Os parâmetros orbitais são alterados para: apogeu 262,9 km de altitude, um perigeu a 222,9 km de altitude, inclinação orbital de 51,665º e período orbital de 89,27 minutos.

A tabela seguinte mostra os parâmetros orbitais do Progress M-04M durante a sua aproximação á ISS com a qual acopla no dia 5 de Fevereiro às 0425:58UTC: Data

Apogeu (km)

Perigeu (km)

Inclinação Orbital (º)

Período Orbital (min)

3 / Fevereiro 3 / Fevereiro 4 / Fevereiro 5 / Fevereiro 21 / Fevereiro

217 257 260 350 354

187 222 222 335 345

51,64 51,64 51,64 51,64 51,65

88,47 88,53 89,29 91,39 91,53

Esta tabela mostra os parâmetros orbitais do Progress M-04M durante a aproximação à ISS. Tabela: Rui C. Barbosa.

Dados: Antonin Vitek (http://www.lib.cas.cz/www/space.40).

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Em Órbita

SDO para estudar o comportamento do Sol A SDO irá ajudar-nos a compreender o ‘como’ e o ‘porquê’ das alterações do campo magnético solar. Irá determinar a forma como o campo magnético é gerado e estruturado, e a forma como a energia magnética armazenada é libertada na heliosfera e no geospaço.

Os dados e análises da SDO irão também ajudar-nos a desenvolver a capacidade de prever as variações solares que influenciam a vida na Terra e os sistemas tecnológicos da Humanidade.

A SDO irá medir as propriedades do Sol e da actividade solar. Existem poucos tipos de medições mas muitas delas serão obtidas. Por exemplo, a velocidade da superfície será medida pelo HMI. Estes dados podem ser utilizados para muitos estudos diferentes. Um é o nível de rotação da superfície, que deve ser removido para se poder estudar outros parâmetros.

Após se eliminar a rotação, temos as velocidades de oscilação e convectiva. Esta última é semelhante a aglomerados de nuvens de tempestade cobrindo o Sol. O gás quente move-se para fora no centro dos aglomerados e para baixo nos bordos, tal como a água a ferver. Ao analisarmos estas velocidades podemos ver a forma como as manchas solares afectam a zona de convecção. Ao se observar uma longa sequência de dados (mais de 30 anos), podemos ver as oscilações do Sol. Estes padrões podem ser utilizados para olharmos o interior do Sol e através dele.

Objectivos científicos Os objectivos científicos do Projecto SDO têm como objectivo melhorar a nossa compreensão de sete questões científicas: 1.

2.

3.

4.

5.

6.

7.

Quais os mecanismos que originam o ciclo de actividade solar de quase 11 anos?

De que forma é sintetizada a região activa do fluxo magnético, concentrada e dispersa ao longo da superfície solar?

De que forma a reconexão magnética em pequena escala reorganiza a topografia de campo em larga escala e os sistemas actuais, e quão significativo é no aquecimento da corona e na aceleração do vento solar?

Onde é que as variações observadas na irradiância espectral EUV do Sol se originam e de que forma se relacionam com os ciclos de actividade magnética?

Quais as configurações do campo magnético levam a ejecções de massa coronais, erupções filamentares, e explosões que originam partículas energéticas e radiação?

Pode a estrutura e a dinâmica do vento solar próximo da Terra ser determinada a partir da configuração do campo magnético e da estrutura atmosférica próxima da superfície solar?

Quando vai ocorrer a actividade, e será possível levar a cabo uma previsão precisa e fiável do tempo e clima espacial?

O Sol e o Magnetismo

Crê-se que o campo magnético solar é gerado por correntes eléctricas que agem como um dínamo magnético no interior do Sol. Estas correntes eléctricas são geradas pelo fluxo de gases ionizados e quentes na zona de convecção solar.

Sabemos muito acerca do dínamo magnético solar. Tem um ciclo de 22 anos. Durante a primeira metade do ciclo, o pólo norte magnético do Sol está no hemisfério norte enquanto que o pólo sul magnético está no hemisfério sul. Por volta do pico do ciclo das manchas solares (máximo solar), os pólos magnéticos trocam de posição e o norte magnético está agora localizado no hemisfério sul.

Esta troca ocorre a cada 11 anos no máximo solar.

O ciclo de 22 anos influencia de forma significativa as manifestação mais proeminente do dínamo, as manchas solares e as regiões activas, que migram em direcção ao equador solar a partir de latitudes mais elevadas ao longo dos 11 anos do ‘ciclo das manchas

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Em Órbita solares’. As manchas solares e as regiões activas são a manifestação do campo magnético gerado no interior do Sol que atravessam a região visível da atmosfera. As regiões activas são responsáveis pela produção de explosões energéticas intensas e violentas, denominadas ‘flares’, e eventos onde grandes quantidades de gás, aprisionado pelo campo magnético da região activa, são libertadas da atmosfera solar para o espaço, denominadas ejecções de massa coronais.

Previsão Como será o Sol e a actividade solar amanhã? E no próximo ano? Há medida que dependemos mais e mais dos satélites para o nosso dia-a-dia, também dependemos da capacidade de mantermos esses satélites seguros dos efeitos da actividade solar (tempo espacial).

Muitos progressos foram feitos no melhoramento da nossa capacidade de prever as explosões solares e as ejecções de massa coronais, mas e em relação ao nível de actividade solar no próximo ano?

Actividade Flares Ejecções de massa coronais Emergência e crescimento das regiões activas Dinâmica das zonas de convecção

Tipo de previsão Probabilidade de ocorrência, localização Probabilidade de ocorrência, localização, geoefectividade Localização da emergência, nível de crescimento Amplitude de futuros ciclos solares

Tempo de previsão Hoje, amanhã, próxima semana Hoje, amanhã, próxima semana Hoje, próximo mês Décadas

Imagens provenientes do AIA irão proporcionar a informação para procurar alterações nos ciclos coronais que antecedem os flares e as ejecções de massa coronais. O ritmo e resolução destas imagens deverão permitir o rearranjo dos ciclos magnéticos que causam a visibilidade das flares. Ao se observar o Sol de forma contínua, o AIA irá ver se as alterações numa parte do Sol causam alterações em áreas remotas.

Evolução Devido ao facto de a irradiância solar ser a fonte mais importante de energia para a Terra, as alterações nesta irradiância podem alterar o nosso clima e os satélites em torno da Terra. Os aumentos na irradiância solar podem proceder de dois lugares, o facto de o Sol se tornar mais quente ou maior. As manchas solares são mais frias do que a média e causam uma diminuição no TSI, as ‘feculae’ são mais quentes do que a média e levam a uma diminuição da TSI. Aumentos nos tamanhos dos ciclos coronais levam a aumentos na irradiância EUV. Não é presentemente conhecido se as alterações no tamanho do Sol afectam a TSI. Se o tamanho do Sol se alterar, será uma reacção à forma como o calor se move através da zona de convecção. As medições históricas do tamanho do Sol não responderam a esta questão. As medições da sismologia solar a partir do HMI irá permitir-nos ver as zonas de convecção e medir as propriedades da zona de convecção. Combinado com grandes modelos de convecção podemos determinar a forma como o Sol ‘queima’.

Compreendendo o ciclo solar O ciclo solar é uma variação rítmica do número de manchas solares no Sol. Ocorrem cerca de 11 anos entre as alturas nas quais o número de manchas solares é maior. Sabemos agora que o ciclo solar é de facto um ciclo magnético no qual os pólos magnéticos solares revertem com uma periodicidade de aproximadamente 22 anos. Contendo dois ciclos de manchas solares.

As manchas solares e as regiões activas são vistas na superfície do Sol. Formando arcos sobre elas, os arcos coronais, são linhas do campo magnético traçadas pelo gás quente que se move ao longo do campo. Muitas das propriedades observadas da corona e do vento solar provêm do campo magnético. O aquecimento do material na corona e a aceleração do vento solar são provavelmente causados pela interacção de elementos magnéticos em pequena escala. As flares solares e as ejecções de massa coronais ocorrem quando os campos magnéticos nestes arcos são forçados para lá dos seus limites. Com a excepção das lentas alterações na evolução na estrutura solar ao longo dos últimos 4,5 mil milhões de anos, toda a variabilidade solar é magnética na sua origem.

Irradiância solar A fonte primária de energia para a Terra é a energia radiada do Sol. Esta energia radiada é medida e registada como irradiância solar. Quando toda a irradiância é medida, tem a designação de Irradiância Solar Total, TSI (Total Solar Irradiance), quando medida como uma função do comprimento de onda é a radiância espectral. A luz de diferentes comprimentos de onda atinge diferentes partes da atmosfera da Terra. A luz visível e a radiação infravermelha atingem a superfície, aquecendo-a até condições habitáveis. A radiação ultravioleta nos comprimentos de

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Em Órbita onda UV-A, B e C, é absorvida em altitudes muito elevadas na atmosfera. Os ultravioletas extremos e a radiação de raios-x suave (comprimentos de onda inferiores a 120 nm, EUV) são absorvidos pela atmosfera acima dos 100 km. Apesar de ser completamente absorvida pela nossa atmosfera, a radiação EUV é extremamente perigosa para as pessoas e sistemas electrónicos no espaço.

Cada parte da irradiância solar muda ao longo do ciclo solar de 11 anos, tornando-se mais brilhante do que a média no ciclo solar e mais fraca no mínimo solar. Cada comprimento de onda também se altera à medida que o Sol roda e durante as explosões, ‘flares’ solares. As alterações observadas na Terra não são as mesmas que são observadas nos outros planetas.

Para compreender os mecanismos que causam as variações da irradiância EUV, são necessários dois conjuntos de medições.

Medições da radiância espectral EUV ao longo de um grande conjunto de comprimentos de onda numa cadência rápida, e de seguida a obtenção de imagens do Sol nos mesmo comprimentos de onda para identificar as fontes da radiação. Os instrumentos EVE e AIA proporcionarão estas medições complementares.

O nosso Sol, um Criador de Tempo Espacial A energia deixa o Sol como fotões, partículas energéticas, e como campos magnéticos. Cada tem um impacto mensurável na Terra ou no espaço próximo da Terra. Os fotões movem-se numa linha recta desde o Sol até à Terra, enquanto que outros tipos de energia têm de seguir um caminho tortuoso através da atmosfera solar, a heliosfera, e da magnetosfera para atingir a atmosfera da Terra.

Vamo-nos concentrar nos fotões que fazem mover a energia do Sol para a Terra O Sol é uma estrela magnética variável. Um astrónomo dirá que as variações do Sol são típicas para uma estrela do tipo do Sol. Porém, para um planeta que parece ficar cada vez mais pequeno com o passar dos anos, e com uma população humana que cada vez mais se torna dependente da tecnologia, as variações do Sol são significativas e dramáticas. Alterações no campo magnético do Sol provocam todas as variações que impactam na nossa vida diária e na tecnologia no nosso planeta.

A ciência do SDO e do LWS envolve uma compreensão completa da natureza e das manifestações da energia do Sol. As investigações do SDO são desenhadas para compreender a fonte da energia solar, e a forma como essa energia é armazenada e libertada pelas camadas da atmosfera solar. Uma parte dessa pesquisa está relacionada com a forma como as alterações na irradiância solar, ou no fluxo de fotões, é levada a cabo.

Mesmo alterações subtis na irradiância podem ter um impacto dramático no clima da Terra, na atmosfera e na ionosfera. Imagens obtidas em diferentes comprimentos de onda podem ser utilizadas para compreender as alterações na irradiância, mas as medições precisas da irradiância solar numa cadência muito rápida são necessárias para verdadeiramente compreender o fluxo energético para a Terra.

A Extreme Ultraviolet Variability Experiment (EVE) Irá medir a irradiância espectral solar nos comprimentos de onda ultravioletas extremos (EUV) desde 1 a 1050 Angstrom (0,1 a 105 nm) juntamente com a importante linha de emissão de hidrogénio a 1215 Angstrom. A irradiância EUV é absorvida pela atmosfera a altitudes acima dos 100 km. Isto significa que alterações na irradiância EUV afectam a atmosfera, ionosfera e o espaço próximo da Terra.

Medindo a irradiância EUV pode ser tão fácil como medir a fotocorrente a partir de um pedaço de metal exposto ao Sol no espaço.

Este efeito fotoeléctrico levou a que Einstein ganhasse o Prémio Nobel em 1921. O EVE irá utilizar grelhas para dispersar o espectro para CCD especialmente preparados para medir a irradiância com uma precisão de 5%.

O que é o tempo espacial?

O nosso Sol é uma estrela extremamente activa. A actividade solar expele radiação e particular atómicas do Sol durante as ‘flares’ solares e durante as ejecções de massa coronais. O Tempo Espacial é a forma como referimos as variações no ambiente espacial local derivadas pela radiação expelida e pelas partículas, e pela forma como estas variações impactem na Terra e na sociedade humana. Estes impactos incluem: falhas electrónicas em satélites, problemas de navegação e de comunicação nos aviões, perigos relacionados com a radiação para os astronautas, e perda de satélites devido ao atrito atmosférico. O fornecimento de energia eléctrica às nossas casas e actividades comerciais pode ser interrompido por tempestades geomagnéticas derivadas por explosões a partir do Sol. A importância destas variações tornar-se-á aparente à medida que começamos a compreender como funciona o Tempo Espacial.

Mas como é que este Tempo Espacial pode existir no vácuo? Comparado com a atmosfera terrestre, o espaço é um vácuo muito bom, melhor do que a maior parte dos vácuos que podemos criar em laboratório. A pressão superficial é de cerca de 1013 mbar enquanto que a pressão a 500 km de altitude acima da superfície terrestre é de 3*10-9 mbar. Outro exemplo é a densidade de particular em diferentes lugares. Existem cerca de 2*1019 moléculas em cada centímetro cúbico na atmosfera terrestre perto do nível do mar (uma densidade de massa de 1,2 kg por metro cúbico). Isto pode ser comparado com uma densidade de 1 para 10 partículas por centímetro cúbico no vento solar à medida que flui para a Terra.

Outra diferença importante é que, ao contrário da atmosfera na qual vivemos, o gás ténue no espaço esta ionizado. Isto significa que alguns (ou todos) os electrões foram extraídos dos átomos, resultando num gás de partículas carregadas positivamente e electrões negativos denominado ‘plasma’. Estas partículas carregadas são conduzidas e aceleradas por campos magnéticos que enchem o sistema solar. A maior parte do plasma vem do vento solar que escapa da gravidade do Sol e percorre o Sistema Solar a velocidades de 400 km/s para um Sol calmo até 2.000 km/s durante as tempestades solares. Ao mesmo tempo que o campo magnético do Sol Em Órbita – Vol.9 – N.º 96 / Fevereiro de 2010

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Em Órbita percorre todo o Sistema Solar, interage com os campos magnéticos da Terra e dos outros planetas. Devido ao facto de o Sol rodar, o campo magnético solar expande para fora num padrão em espiral, a Espiral de Parker, com as partículas carregadas no vento solar a serem enviadas para p Sistema Solar como um regador de jardim.

O que é a irradiância solar?

A irradiância é a quantidade de energia luminosa proveniente de fuma fonte que passa por uma área de um metro quadrado por segundo. Os fotões que transportam esta energia têm comprimentos de onda desde os raios-x energéticos e raios gama até à luz visível e infravermelha e rádio. Pode ser medida para qualquer objecto brilhante, incluindo estrelas, a Lua e os brilhantes raios de luz dos faróis de um carro. Os seres humanos radiam principalmente luz infravermelha; uma imagem infravermelha de um corpo humano mostra um coração e um cérebro muito activos.

A irradiância solar é a emissão de luz energética a partir da totalidade do disco solar medida na Terra. Vemos o Sol como uma estrela em vez de uma imagem.

A irradiância espectral solar é uma medida do brilho total do Sol num determinado comprimento de onda de luz. Variações importantes da irradiância espectral são observadas em muitos comprimentos de onda, desde a luz visível e infravermelho, ao longo dos ultravioletas, ate aos ultravioletas extremos e raios-x. À medida que olhamos para a irradiância solar deveremos lembrar que o tempo espacial está relacionado com a ionização, enquanto que o clima está relacionado com a absorção do calor.

Medindo a irradiância espectral é importante porque diferentes comprimentos de onda (ou cores) da luz solar são absorvidos em diferentes partes da nossa atmosfera. Sentimos o calor devido à radiação da luz visível e da luz infravermelha que atinge a nossa superfície. A luz ultravioleta cria a camada de ozono e é depois absorvida por esse mesmo ozono. Ainda a maior altitude a luz ultravioleta cria a termosfera, que é ionizada pela luz com comprimentos de onda curtos dos ultravioletas extremos.

Devido ao facto de as comunicações rádio serem afectadas pelos iões criados, as alterações na emissão de ultravioletas solares extremos são uma preocupação primária do Tempo Espacial.

A energia de outras fontes também entra na atmosfera.

Uma tabela com algumas deles é mostrada em baixo.

De notar que a entrada de energia pelo aquecimento Joule, um emparelhamento da ionosfera com a magnetosfera, pode ser o mesmo do que os ultravioletas solares extremos!

Fontes de energia para a atmosfera terrestre Fonte: Radiação Solar TSI (visível e infravermelho) MUV (200-300 nm) FUV (126-200 nm) EUV (0-125 nm)

Fluxo de energia 1366 W/m2 15,4 W/m2 50 mW/m2 10 mW/m2

Fontes: Partículas Raios cósmicos galácticos Protões solares Protões e electrões da aurora Aquecimento Joule

Fluxo de energia 0,7 mW/m2 2mW/m2 1 mW/m2 20 mW/m2

Alteração do ciclo solar 1,2 W/m2 (0,1%) 0,17 W/m2 (1%) 15 mW/m2 (30%) 10 mW/m2 (100%) Alterações do ciclo solar 0,7 mW/m2 (50%) 2mW/m2 (100%) 20 mW/m2 2 W/m2

Altitude de deposição Superfície 15-50 km 30-120 km 80-250 km

Iões?

Baixo Baixo Moderado Alto

Altitude de deposição 0-30 km 30-90 km 100-120 km 100-150 km

Iões?

Alto Alto Moderado Moderado

Podemos facilmente ver na tabela que a Irradiância Solar Total (TSI) é o principal contribuinte de energia para a Terra. Temos sorte que a luz visível e a luz infravermelha, que contribuem com a maior parte da energia para a Terra, têm a menor variação relativa.

Mas, apesar da TSI variar somente uma fracção de percentagem, tem a maior variação de magnitude (~1,2 W/m2). Isto pode ser suficiente para provocar alterações observáveis na Terra.

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Em Órbita Existem três modelos de irradiância de espectro solar sendo todos baseados em medições, mas a extensão infravermelha é um modelo que assume um espectro de um corpo quase negro. Ambos os eixos são logarítmicos, permitindo que a pequena irradiância em comprimentos de onda curtos seja dispersada com uma luz visível muito mais brilhante. A irradiância espectral muda em cerca de um milhão enquanto que o comprimento de onda muda em cerca de 1000!

Escalas de tempo e graus de variabilidade solar A irradiância espectral solar muda constantemente em todos os comprimentos de onda ao longo de períodos de tempo distintos.

Todos os comprimentos de onda variam ao longo do ciclo de 11 anos das manchas solares. As ‘flares’ causam as alterações mais rápidas, aumentando a irradiância de raios-x em poucos segundos. As flutuações na TSI estão associadas com as oscilações de cinco minutos do Sol, apesar dos efeitos de uma ‘flare’ terem sido medidos pelo satélite SORCE. Observando muitos comprimentos de onda ao longo de muitos anos é a forma de compreendermos como estas variações são criadas. A observação a partir do espaço é necessária para vermos todos os comprimentos de onda (alguns são absorvidos pela nossa atmosfera).

A absorção da irradiância solar pela Terra está ligada a muitos processos importantes. Porém, esta absorção torna difícil detectar de forma precisa a energia incidente total, um instrumento no solo só pode detectar a energia total menos a energia que foi absorvida.

Muitos efeitos do Tempo Espacial são causados pelas variações da irradiância na parte ultravioleta do espectro. Uma ‘flare’ solar pode aumentar a irradiância de raios-x entre 10 a 100 vezes durante vários minutos. Os efeitos na Terra são dependentes do comprimento de onda e da escala de tempo. A imagem mostra um exemplo de como uma grande ‘flare’ altera a irradiância solar.

Entre Outubro e Novembro de 2003 o Sol produziu muitas ‘flares’ espectaculares. Muitas delas originaram das regiões activas 484 e 486. Aqui está um registo da irradiância de raios-x mesmo antes e durante a maior dessas ‘flares’ ás 1929UTC do dia 4 de Novembro de 2003. Esta pode ter sido a ‘flare’ mais brilhante alguma vez registada até aos nossos dias.

A região activa 486 deslocou-se para fora do nosso campo de visão somente para voltar a surgir duas semanas mais tarde.

A irradiância de raios-x aumentou quase 10.000 vezes durante a ‘flare’! A única ‘flare’ que se julga ter sido superior ocorreu em 1853 e causou problemas com as linhas de telégrafo nos Estados Unidos e na Europa. É difícil estabelecermos uma comparação directa entre os dois eventos pois já não existem extensas redes de telégrafo, de facto já nem existem telégrafos!!!

Também vemos alterações na irradiância solar em períodos de tempo mais longos. O instrumento SEE foi lançado a bordo do satélite TIMED e tem enviado dados sobre a irradiância solar desde 2002.

Durante 2003 e 2005 o Sol encontrava-se na fase de declínio do Ciclo Solar 23. O instrumento SEE mediu a irradiância espectral ao longo desse período, que incluiu a denominada Super tempestade do Dia das Bruxas. Aqui é visível a irradiância espectral em cinco comprimentos de onda durante o período de dois anos. As duas curvas inferiores são mais variáveis do que as três curvas superiores.

Devido ao facto destes dados representarem a média ao longo do dia as ‘flares’ observadas em cima não aparecem. Apesar das irradiâncias de raios-x e de EUV alterarem em grandes quantidades ao longo do ciclo solar, a TSI varia somente numa pequena quantidade.

A variação do ciclo na TSI pode ser claramente visível no gráfico que mostra um conjunto de observações levadas a cabo por satélite ao longo de 25 anos. Os pontos vermelhos são valores diários enquanto que a linha verde representa a média Em Órbita – Vol.9 – N.º 96 / Fevereiro de 2010

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Em Órbita anual. De notar a forma como as alterações num dia facilmente excedem a quantidade típica da variação ao longo do ciclo solar. Os pontos diários variam em 0,3% enquanto que os pontos anuais variam somente em 0,07% (mostradas pela linha vertical à esquerda).

As manchas solares anuais são mostradas pelo gráfico inferior.

Medições precisas da irradiância solar têm de ser levadas a cabo por satélites. Estes têm estado disponíveis ao longo dos ciclos solares mais recentes. Antes disso, temos somente as observações do número de manchas solares para utilizarmos como uma aproximação da irradiância solar. Temos registos de manchas solares desde que Galileu começou a desenhar a superfície do Sol no princípio dos anos 1600. Alguns observadores conseguiram melhores registos do que outros, mas 400 anos de registos de manchas solares é uma rara base de dados para a ciência. Estas observações mostram que os ciclos de manchas solares têm persistido ao longo das últimas centenas de anos e que no passado foram observadas variações mais dramáticas. Com estes registos determinou-se um período no qual as manchas solares eram escassas e que a Terra era mais fria – o Mínimo de Maunder (1645 – 1710). Isto não ocorreu devido á falta de observações. Os cientistas tentaram observar as manchas solares durante este período e não conseguiram.

Notando que a TSI é mais elevada no máximo solar, talvez a falta de manchas solares nos indique o que causou as temperaturas mais baixas.

Podemos prolongar mais atrás no tempo o registo de dados ao medir os isótopos de carbono e de berílio que são produzidos pelos raios cósmicos.

Durante o máximo solar é mais difícil para os raios cósmicos atingirem a Terra do que nos períodos de mínimos solares, levando assim a que o ciclo solar surja nos dados dos isótopos.

Estes isótopos cosmogénicos, que são encontrados nos anéis das árvores ou nos núcleos de gelo, são registos da actividade solar que sugerem que flutuações a longo termo na actividade solar podem exceder os ciclos contemporâneos. Na figura, o mínimo e o máximo referem-se a temperaturas à superfície. O Mínimo de Maunder está registado, juntamente com outros extremos de temperatura. Existe uma tendência para temperaturas mais baixas nos períodos nos quais o Sol está menos activo.

As alterações nos isótopos são equiparadas com as medições de temperatura de outros registos?

Olhando mais para o passado, vemos que o Sol aumentou de brilho cerca de 25% desde o seu nascimento há 4,5 mil milhões de anos. De que forma a atmosfera da Terra e a mudança do brilho solar interagem para criar um clima habitável ao longo dos últimos milhares de milhões de anos?

Alguns pontos importantes:

•

•

Em todos os comprimentos de onda a irradiância do espectro solar altera-se ao longo de um período de 11 anos do ciclo das manchas solares.

•

O ciclo das manchas solares também varia no tempo e existem evidências de um comportamento significativamente diferente no passado.

Todos os tipos de entrada de energia na Terra exibem maiores alterações em escalas de tempo mais curtas (‘flares’, ejecções de massa coronais).

Efeitos da variabilidade da irradiância solar

A irradiância solar entre os 122 nm e os 200 nm (comprimentos de onda dos ultravioleta longínquo) cria o oxigénio atómico que flui para a parte superior da atmosfera criando a termosfera e o ozono que forma a camada de ozono. Alterações na irradiância destes comprimentos de onda são mais pequenas do que nos ultravioletas extremos. As Alterações do Ciclo Solar a 700 km: Temperatura Neutra: 2 vezes; Densidade Neutra: 50 vezes; Densidade de Electrões: 100 vezes.

As pesquisas do programa Living With a Star irão permitir construir modelos precisos de dados assimilados da termosfera e da ionosfera. Os utilizadores de dados do tempo espacial gostariam

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Em Órbita de ter uma referência da ionosfera actual para lhes permitir antecipar interferências nos sinais de rádio e evitar erros de navegação em GPS. Uma densidade elevada e uma temperatura mais elevada conduzem a um maior atrito. Uma densidade de electrões mais elevada leva a mais interferências nas comunicações via rádio.

O que causa a variação da irradiância?

Os modelos científicos actuais do dínamo solar podem ser ajustados para reproduzir um ciclo solar de 11 anos.

Periodicidades mais longas podem ser previstas pelos modelos, mas neste estágio os modelos não são suficientes para reproduzir todas as alterações observadas no ciclo solar. O dínamo solar gera o campo magnético que causa o ciclo solar (também denominado de ‘ciclo solar de 22 anos’, o ‘ciclo das manchas solares de 11 anos’, ou o ‘ciclo magnético’).

Algumas questões importantes acerca das fontes das variações da irradiância: •

Que alterações no Sol causam as variações da irradiância?

•

Que medições e modelos são necessários para determinar e prever as variações da irradiância (medições do campo magnético, modelos do interior solar)?

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De que forma a irradiância espectral varia de um comprimento de onda para outro? (Esta informação é necessária porque as variações de irradiância em diferentes comprimentos de onda podem ter impactos distintos na Terra).

•

Podemos compreender as variações na irradiância em todas as escalas de tempo relevantes, desde segundos de ‘flares’ solares a séculos?

Um magnetograma longitudinal do instrumento MDI no satélite SOHO obtido a 30 de Outubro de 2001. As regiões brancas possuem uma polarização para fora (Norte) enquanto que as regiões negras têm uma polarização para dentro (Sul). Estes desvios são devidos a diferenciais de rotação no Sol. Todas estas alterações na irradiância solar estão ligadas a alterações no campo magnético solar. Mesmo as mais pequenas características magnéticas podem ter uma ligação observável com a irradiância. O campo magnético é gerado no interior do Sol. Logo, para compreender totalmente os mecanismos que causam a irradiância, necessitamos: •

Medições da irradiância ao longo de um largo leque de comprimentos de onda representando um largo leque de energias (EVE);

•

Imagens da variação a radiância entre as diferentes características magnéticas (AIA);

•

Compreender a forma como os campos magnéticos são criados e alterados (AIS & HMI);

•

Medições da origem da energia (HMI).

O Solar Dynamics Explorer e os seus instrumentos

O SDO tem uma massa total de 3.200 kg dos quais 270 kg correspondem à carga científica (instrumentos) e 1.400 kg ao combustível. O seu comprimento é de 4,5 metros (no eixo direccionado para o Sol) e cada lado mede 2,22 metros. A sua envergadura com os painéis solares abertos é de 6,25 metros. Os painéis solares com uma área de 6,5 m2 produzem 1.540 W (uma eficiência de 16%). O satélite está equipado com antenas de alto ganho que rodam a cada órbita para se manterem direccionadas para a Terra.

O SDO contém um conjunto de instrumentos que irão fornecer as observações que todos esperam nos possam conduzir a uma compreensão completa da dinâmica solar que criam a variabilidade no ambiente terrestre. Este conjunto de instrumentos irá medir a irradiância espectral ultravioleta extrema do Sol numa cadência rápida, medir os desvios Doppler devido às velocidades de oscilação em todo o disco visível, levar a cabo medições de alta resolução do campo magnético longitudinal e do vector magnético em todo o disco observável, obter imagens da cromosfera e da corona interior a várias temperaturas numa cadência rápida, e levar a cabo essas medições numa porção significativa de um ciclo solar para obter as variações solares que possam existir em diferentes períodos de tempo do ciclo solar.

As equipas científicas do SDO recebem os dados do observatório que serão processados, analisados, arquivados e disponibilizados a nível mundial.

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Em Órbita A bordo do SDO estão três instrumentos: o HMI (Helioseismic and Magnetic Imager), o AIA (Atmospheric Imaging Assembly) e o EVE (Extreme Ultraviolet Variability Experiment).

O HMI irá alargar as capacidades do instrumento SOHO/MDI com uma cobertura contínua de todo o disco solar com uma resolução espacial elevada. O AIA irá observar a atmosfera solar em comprimentos de onda múltiplos para ligar alterações na superfície a alterações no interior. Os dados obtidos irão incluir imagens do Sol em dez comprimentos de onda a cada 10 segundos. O EVE irá levar a cabo medições da irradiância do ultravioleta extremo com uma resolução espectral sem precedentes, com uma cadência temporal e precisão. As medições da irradiância espectral solar dos ultravioletas extremos irão ajudar a compreender as variações nas escalas temporais que influenciam o clima terrestre e o espaço próximo da Terra.

HMI (Helioseismic and Magnetic Imager) O principal objectivo das investigações do HMI, que foi desenvolvido pela Universidade de Stanford, é o estudo da origem da variabilidade solar e a caracterização e compreensão do interior do Sol, além dos vários componentes da actividade magnética. O HMI leva a cabo medições dos movimentos da fotosfera solar para estudar as oscilações solares e medições da polarização numa linha espectral para estudar todos os três componentes do campo magnético fotosférico. O HMI origina dados para determinar as fontes interiores e mecanismos da variabilidade solar e para determinar de que forma os processos físicos no interior do Sol são relacionados com o campo magnético superficial e respectiva actividade. Também produz dados para permitir estimativas do campo magnético coronal para estudos da variabilidade na atmosfera solar estendida.

As observações do HMI irão permitir o estabelecimento de relações entre as dinâmicas internas e a actividade magnética para assim se compreender a variabilidade solar e os seus efeitos, levando assim a uma capacidade de previsão fiável, um dos elementos chave do programa Living With a Star.

Os objectivos gerais descritos acima serão atingidos numa investigação coordenada em vários estudos paralelos. Estes segmentos da investigação do HMI são para observar e compreender estes processos interligados: •

Dinâmicas das zonas de convecção e o dínamo solar;

•

Origem e evolução das manchas solares, regiões activas e complexos de actividade;

•

Fontes e origens da actividade solar e distúrbios;

•

Ligações entre os processos internos e dinâmicas da corona e da heliosfera;

•

Precursores dos distúrbios solares para as previsões do tempo espacial.

Estes objectivos abrangem problemas que se mantêm à muito tempo e que podem ser estudados por um número de tarefas imediatas.

Para satisfazer os requisitos de medição para a investigação, o HMI irá produzir dados num conjunto de polarizações e posições de linhas espectrais numa cadência regular para a duração da missão que obedece aos seguintes requisitos: •

Uma resolução estabilizada de 1 segundo de arco na velocidade de Doppler em todo o disco solar e imagens do fluxo magnético a cada 50 segundos

•

Uma resolução estabilizada de 1 segundo de arco em imagens vectoriais em todo o disco solar no campo magnético longitudinal a cada 90 segundos

Adicionalmente, a investigação do HMI irá fornecer uma capacidade de computação suficiente para converter estes dados em bruto num conjunto de dados observáveis e produtos derivados para satisfazer os objectivos científicos do HMI e que serão disponibilizados a todos os investigadores interessados. Os dados observáveis primários (diagramas de Doppler, magnetogramas longitudinais e vectoriais, e imagens do contínuo de intensidade) serão criadas a partir de dados em bruto que serão disponibilizados em máxima resolução e cadência. Outros produtos derivados tais como mapas de fluxo na subsuperfície, mapas de actividade do lado oposto do Sol, e modelos coronais e do vento solar que requerem sequências mais longas de observações, serão também produzidos e disponibilizados.

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AIA (Atmospheric Imaging Assembly) O Atmospheric Imaging Assembly (desenvolvido pela Laboratório de Astrofísica Solar da Lockheed Martin) para o observatório SDO foi desenhado para fornecer uma vista sem precedentes da corona solar, obtendo imagens que abrangem 1,3 diâmetros solares em vários comprimentos de onda quase de forma simultânea, e com resoluções de cerca de 1 segundo de arco e a uma cadência de 10 segundos ou superior.

O principal objectivo do AIA é o de utilizar estes dados, juntamente com dados dos outros instrumentos do SDO e de outras observações, para melhorar de forma significativa a nossa compreensão dos processos físicos por detrás das actividades que surgem na atmosfera solar e que originam os tempo espacial na heliosfera e nos ambientes planetários. O AIA irá produzir dados necessários para estudos quantitativos do campo magnético coronal em evolução, e do plasma que nele se encontra, ambos em fases quiescentes e durante as ‘flares’ e erupções.

As investigações do AIA pretendem utilizar estes dados num programa de investigação detalhado para fornecer uma nova compreensão dos processos observados e para orientar no desenvolvimento de ferramentas avançadas de previsão necessárias para comunidade de utilizadores no programa Living With a Star.

EVE (Extreme Ultraviolet Variability Experiment) Desenvolvido pela Universidade do Colorado, o EVE tem quatro objectivos científicos primários: 1) a medição da irradiância espectral solar em EUV e a determinação da sua variabilidade em escalas de tempo múltiplas; 2) fazer avançar a actual compreensão de como e porquê da variação da irradiância espectral solar em EUV; 3) melhorar a capacidade de previsão da variabilidade da irradiância solar em EUV; e 4) compreender a resposta do ambiente geospacial às variações na irradiância espectral solar EUV e o impacto nas actividades humanas.

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Lançamento do Solar Dynamics Explorer O Solar Dynamics Explorer chegou às instalações de processamento de veículos Astrotech Space Operations perto do Centro Espacial Kennedy, no final da tarde do dia 9 de Julho de 2009. Já no interior de uma escotilha foi removida a protecção do contentor no dia 10 de Julho e no dia seguinte o observatório foi colocado na configuração vertical e colocada num carrinho de trabalho. Foi depois transportado desde a escotilha para uma sala estéril e a 13 de Julho a protecção do satélite foi removida para assim se dar início ao seu processamento.

A 15 de Julho a antena de alto ganho foi baixada para a horizontal permitindo assim o acesso ao compartimento da bateria do veículo. A bateria de voo foi então instalada e procedeu-se à instalação das ligações eléctricas entre a bateria e o observatório. De seguida foram levados a cabo os testes eléctricos e a antena de alto ganho foi colocada na sua posição de armazenamento na vertical.

A 27 de Julho o SDO foi removido do carrinho de trabalho para uma mesa Ransome que permitiu a movimentação do satélite, colocando-o em diferentes orientações e permitindo assim o acesso aos seus vários instrumentos e subsistemas. A carga inicial da bateria de voo foi finalizada a 28 de Julho.

As verificações do sistema de transmissão em banda Ka foram levadas a cabo com sucesso na primeira semana de Agosto de 2009, além de se proceder à limpeza do módulo de instrumentação e a uma inspecção visual do Extreme Ultraviolet Variability Experiment.

No dia 10 de Agosto foi iniciado um teste completo de todo o observatório, verificando a operacionalidade de todos os seus instrumentos. Este teste constituiu a maior avaliação dos sistemas do SDO antes do seu lançamento que na altura estava previsto para ter lugar a 4 de Dezembro de 2009. O teste finalizou a 15 de Agosto. Ao mesmo tempo foi levado a cabo um teste do Helioseismic and Magnetic Imager.

O lançamento do Solar Dynamics Observatory seria adiado para o dia 3 de Fevereiro de 2010 dando assim tempo suficiente para a execução de outras missões que se encontravam à frente no manifesto de lançamento da United Launch Allinace no que dizia respeito aos foguetões Atlas-V. Na noite do dia 2 de Setembro era finalizada uma simulação de lançamento e da missão do SDO que havia sido iniciada a 31 de Agosto. Nesta simulação os controladores passaram por um lançamento simulado com a separação do SDO do último estágio do lançador, abertura dos painéis solares e antenas de comunicações e a realização de uma manobra de contingência. O teste decorreu sem problemas de maior.

Com o adiamento do seu lançamento, não haveria a necessidade se prosseguir neste ponto com os preparativos para a missão. Assim, o observatório e o seu equipamento de suporte foram desactivados e o observatório foi colocado no interior de uma protecção ambiental dupla. Na última semana de Setembro o observatório foi novamente activado e procedeu-se ao teste de abertura de uma das portas de protecção dos instrumentos. No dia 1 de Outubro o observatório foi colocado na posição vertical e colocado num sistema de fixação em preparação para um teste do seu sistema de protecção e para a verificação da existência de fugas de propolente. Estes testes decorreram na segunda semana de Outubro de 2009.

O estágio Atlas do foguetão lançador Atlas-V/401 (AV-021) chegou ao Cabo Canaveral AFS a 26 de Outubro com o estágio Centaur a chegar a 18 de Novembro. Ambos os estágios foram transportados para o Atlas Spaceflight Operations Center (ASOC) localizado a Sul da Plataforma de Lançamento SLC-41, sendo submetidos a testes preliminares.

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Em Órbita Em meados de Outubro finalizavam os testes de abertura das antenas do SDO e dos seus painéis solares, sendo colocados em posição de lançamento a 18 de Novembro.

Nos dias 12 e 13 de Dezembro o SDO foi colocado num dispositivo que permitiu a sua colocação em várias posições para que o observatório fosse submetido a uma limpeza final e à realização de vários trabalhos mecânicos. Uma nova simulação de lançamento terminou a 8 de Dezembro nas instalações do Astrotech. A 13 de Dezembro procedeu-se ao encerramento final do veículo.

A 15 de Dezembro os dois estágios do foguetão lançador foram transportados do ASOC para o Vertical Integration Facility (VIF). Os trabalhos de preparação do lançador tiveram início de seguida. Os trabalhos de acoplagem do estágio Centaur com o estágio Atlas tiveram de ser adiados por vários dias antes das férias do Natal devido aos ventos fortes, gastando-se assim mais dias de contingência do que os que estavam disponíveis. Como resultado, o lançamento do SDO acabou por ser adiado para o dia 9 de Fevereiro. Enquanto se realizavam os trabalhos com o lançador, prosseguiam os preparativos no interior das instalações Astrotech com o oxidante a ser colocado no interior do observatório a 5 de Janeiro de 2010. O abastecimento do combustível teve lugar a 8 de Janeiro.

Na manhã do dia 20 de Janeiro o foguetão Atlas-V/401 era transportado para o Complexo de Lançamento SLC-41 em preparação para a denominada “wet countdown dress rehearsal” que é uma simulação da contagem decrescente com o foguetão totalmente abastecido. O teste teve início na tarde do dia 20 e terminou pelas 2350UTC. O SDO não participou neste teste. Por esta altura estavam finalizadas as operações de processamento do SDO. A carenagem de protecção foi instalada a 21 de Janeiro e às 0550UTC do dia 26 de Janeiro iniciava-se o seu transporte para a plataforma de lançamento.

O conjunto chegava ao complexo de lançamento pelas 1000UTC e foi elevada para o topo do lançador pelas 1300UTC. Após a sua colocação sobre o estágio Centaur foram iniciados os testes integrados dos sistemas do lançador para verificar as ligações eléctricas entre o SDO e o Atlas-V. As ligações das ordenanças do lançador tiveram lugar a 5 de Fevereiro. No dia 4 de Fevereiro teve lugar um ensaio da contagem decrescente no Atlas Space Flight Operations Center e no dia seguinte teve lugar a Flight Readiness Review que analisou os preparativos para o lançamento.

No dia 7 de Fevereiro era adiado o lançamento do vaivém espacial Endeavour levando por consequência ao adiamento do lançamento do SDO por 24 horas para o dia 10 de Fevereiro com uma janela de lançamento disponível entre as 1526UTC e as 1626UTC. O transporte do foguetão Atlas-V/401 (AV-021) para a Plataforma de Lançamento SLC-41 teve início às 1303UTC do dia 9 de Fevereiro. O transporte é efectuado com o foguetão assente numa plataforma móvel que é puxada por duas locomotivas que deslocam um total de 635.000 kg ao longo de carris numa distância de cerca de 550 metros. Pelas 1339UTC o foguetão era colocado na plataforma de lançamento. De notar que o Atlas-V foi desenhado para passar o mínimo de tempo possível na plataforma de lançamento que por sua vez não está equipada com uma estrutura de serviço como é usual vermos na maioria das plataformas.

A contagem decrescente para o lançamento do Solar Dynamics Explorer começou às 0826UTC do dia 10 de Fevereiro com a equipa de lançamento a activar o foguetão lançador e a dar início a uma sequência de testes. Infelizmente o lançamento da SDO seria adiado pelas 1623UTC devido às más condições atmosféricas, nomeadamente devido aos ventos fortes que se faziam sentir. O adiamento seria de 24 horas e a janela de lançamento abrir-se-ia no dia seguinte pelas 1523UTC, encerrando-se pelas 1623UTC. No dia 11 de Fevereiro a contagem decrescente iniciou-se às 0823UTC. Pelas 1237UTC a área de segurança em torno do complexo de lançamento havia sido evacuada de todo o pessoal em preparação para as actividades de abastecimento do foguetão Atlas-V/401.

A contagem decrescente entrava numa pausa pelas 1243UTC (T-2h). Esta pausa estava já prevista e teve como objectivo proporcionar à equipa de lançamento alguma margem de segurança na contagem decrescente para poderem lidar com algum problema técnico ou então retomar alguma actividade que se tivesse atrasado. A luz verde para se iniciar o abastecimento do lançador surgiu pelas 1307UTC e minutos depois o Director de Lançamento consultava a sua equipa antes de ordenar o início das actividades de abastecimento. Da mesma forma o Director de Voo da ULA aprovava os procedimentos para se continuar com a contagem decrescente e esta era retomada às 1313UTC. Pelas 1319UTC a área de armazenamento de oxigénio líquido (LOX) para o

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Em Órbita estágio Centaur estava pronta para se iniciar o abastecimento do estágio superior. O estágio Centaur começou a receber os primeiros litros de LOX às 1325UTC. O LOX é bombeado a uma temperatura de -183ºC e seria consumido no lançamento pelo motor RL10 do Centaur juntamente com o hidrogénio líquido (LH2) que seria abastecido mais tarde no decorrer da contagem decrescente. Pelas 1341UTC era atingida 50% da capacidade do tanque de LOX do estágio Centaur.

Entretanto, pelas 1343UTC eram finalizados os procedimentos de condicionamento térmico dos sistemas de abastecimento de LOX do estágio Atlas. Nesta altura era dada a ordem para se iniciar o abastecimento. Da mesma forma, pelas 1347UTC iniciava-se o condicionamento térmico das condutas de LH2 para o abastecimento do estágio Centaur. O LH2 é bombeado a uma temperatura de -252ºC. O abastecimento dos propolentes criogénicos é levado a cabo em três fases. A primeira fase é uma fase lenta na qual o propolente é abastecido a uma pressão baixa permitindo assim o acondicionamento térmico do tanque. A segunda fase, é uma fase rápida na qual o propolente é bombeado a alta pressão para os tanques do foguetão lançador. A terceira fase, na qual o propolente é novamente bombeado a baixa pressão, é iniciada quando é atingida uma percentagem superior de um determinado volume necessário para a missão. Pelas 1351UTC era iniciada a segunda fase de abastecimento do tanque de LOX do estágio Atlas. No minuto seguinte era atingida 95% da capacidade do tanque de LOX do estágio Centaur, iniciando-se então uma fase de abastecimento a baixa pressão até se atingir o volume de oxidante necessário para o sucesso da missão. Esta quantidade foi atingida pelas 1355UTC, mas o abastecimento do estágio não terminou pois dada a natureza dos propolentes criogénicos que têm a tendência para se ir evaporando é necessário se manter o nível desejado até alguns minutos antes do lançamento. Às 1404UTC era iniciada a sequência de arrefecimento do motor RL10 do estágio Centaur e às 1411UTC era finalizado o acondicionamento térmico do sistema de hidrogénio líquido. Recebendo luz verde para o abastecimento, a equipa de lançamento dava início ao processo. Às 1430UTC iniciava-se a fase de abastecimento contínuo do tanque de hidrogénio líquido do estágio Centaur e pelas 1435UTC terminava a segunda fase de abastecimento do tanque de LOX do estágio Atlas, entrando-se na sequência de abastecimento contínuo para manter o nível de oxidante.

Pelas 1508UTC os níveis de oxigénio líquido e de hidrogénio líquido nos diferentes tanques atingiam o volume necessário para a missão e a sequência que preparou o motor RL10 estava terminada. A contagem decrescente entrava na sua última paragem a T-4m (1509UTC). Às 1513UTC o Solar Dynamics Observatory começava a utilizar as suas baterias internas para o fornecimento de energia. A contagem decrescente era retomada às 1519UTC após o Director de Lançamento ter consultado a sua equipa e após a luz verde do Director de Lançamento da ULA. A T-3m 50s (1519UTC) os sistemas pirotécnicos eram armados. Os sistemas de abastecimento do estágio Atlas eram encerrados às 1520UTC (T-3m) permitindo assim a pressurização dos tanques. A T-2m 30s (1520UTC) o tanque de querosene RP-1 e o tanque de LOX do estágio Atlas eram pressurizados e a T-2m (1521UTC) os dois estágios do lançador começavam a utilizar as suas baterias para o fornecimento de energia.

O sequenciador de lançamento foi iniciado a T-1m 55s (1521UTC) e o volume de propolentes nos tanques do estágio Centaur começou a ser mantido às 1521UTC (T-1m 50s). A T-1m 30s (1521UTC) era armado o sistema de segurança que poderia destruir o lançador nas fases iniciais de voo caso algo corresse fora do previsto.

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A sequência de ignição iniciou-se às 1523:00,319UTC com a ignição do motor RD-180. Os parâmetros do motor são analisados e o lançador abandona a plataforma de lançamento T+1,1 s (1523:01UTC). Elevando-se lentamente sobre o Complexo de Lançamento SLC-41, o foguetão Atlas-V/401 (AV-021) atinge a velocidade do som a T+1m 20s (1524:20UTC) passando pela zona de máxima pressão dinâmica a T+1m 30s (1524:30UTC).

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Em Órbita A T+2m (1525UTC) o lançador encontrava-se a uma altitude de 19,3 km e a uma distância de 17,7 km do Cabo Canaveral, viajando a 1,03 km/s. O sistema de controlo a reacção do lançador era activado às 1525:50UTC (T+2m 50s).

O final da queima do estágio Atlas, ou a fase BECO (Booster Engine Cut-Off) ocorre a T+4m 3s (1527:03UTC). Terminada a queima do motor RD-180, entram em ignição uns pequenos retro-foguetões que iniciam a separação entre o estágio Atlas e o estágio Centaur que ocorre a T+4m 9s (1527:09UTC). A ignição do motor RL10 ocorreu às 1527:19UTC (T+4m 19s) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu às 1527:27UTC (T+4m 27s).

A T+7m 20s (1530:20UTC) o lançador encontrava-se a uma altitude de 251,0 km e a uma distância de 1335,7 km do Cabo Canaveral, viajando a 5,59 km/s. A T+8m 45s (1531:45UTC) o lançador encontrava-se a uma altitude de 270,4 km e a uma distância de 1770,2 km do Cabo Canaveral, viajando a 5,90 km/s.

O final da primeira queima do estágio Centaur (MECO 1 – Main Engine Cut-Off) ocorria a T+15m 17s (1538:17UTC) ficando o conjunto colocado numa órbita preliminar em torno da Terra. Após o final desta primeira queima, o estágio Centaur colocou-se numa rotação em torno do seu eixo longitudinal de forma a manter um equilíbrio térmico em toda a sua estrutura.

A segunda queima do estágio Centaur iniciou-se às 1705:50UTC (T+1h 42m 40s) e terminou às 1708:55UTC (T+1h 45m 55s).

Nesta altura o conjunto encontrava-se numa órbita com um perigeu a uma altitude de 2.500 km, um apogeu a 35.355 km e uma inclinação orbital de 28,5º. Após o final da segunda queima do estágio Centaur, este iniciou uma manobra para se colocar na atitude correcta para a separação da sua carga. A separação do Solar Dynamics Observatory ocorreu às 1711:44UTC (T+1h 48m 44s).

Alguns minutos após a separação do SDO, a equipa de controlo confirmou a abertura dos seus painéis solares e a consequente geração de energia.

A 17 de Fevereiro o SDO levava a cão a primeira de nove manobras orbitais para elevar os seus parâmetros orbitais para a órbita geossíncrona. A segunda manobra AMF #2 (Apogee Motor Firing #2), a 19 de Fevereiro, foi autonomamente abortada após 30 segundos de ignição devido a um elevado momento do sistema. Os sistemas de bordo detectaram um momento demasiado elevado e após ter-se ordenado o final da queima, o observatório foi orientado de novo para o Sol. Esta manobra foi repetida (AMF #2B) a 22 de Fevereiro e teve uma duração de 50 minutos. O perigeu foi elevado em 1.500 km. Os dados obtidos nesta manobra permitiram obter alguma informação relativa ao movimento do propolente nos tanques do SDO. A 23 de Fevereiro procedeu-se à activação e calibração dos instrumentos e a terceira manobra (AMF #3) teve lugar a 24 de Fevereiro sem qualquer problema. As manobras AMF #4 e AMF #5 tiveram lugar a 27 de Fevereiro e 1 de Março, respectivamente.

A ULA A 2 de Maio de 2005 a Boeing Company e a Lockheed Martin Corporation anunciaram a intenção de formar uma empresa conjunta denominada United Launch Alliance (ULA) que juntava assim duas das mais experientes e bem sucedidas companhias que suportaram a presença americana no espaço por 50 anos. Em conjunto os lançadores Atlas (Lockheed Martin) e Delta (Boeing) transportaram mais de 850 cargas para a órbita terrestre e não só, desde satélite meteorológicos, de telecomunicações, veículos militares, satélites científicos e sondas interplanetárias que alargaram o nosso conhecimento do Universo.

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Em Órbita A ULA proporciona assim dois veículos capazes de proporcionar um acesso seguro, económico, fiável e eficiente ao espaço para as missões governamentais americanas, continuando assim uma tradição de apoio às iniciativas espaciais estratégicas norte-americanas com soluções de lançamento avançadas e robustas.

A equipa da ULA engloba mais de 3800 funcionários que trabalham em locais espalhados pelos Estados Unidos. A sede da empresa está situada em Denver, Colorado, com a maior parte das actividades de engenharia e administrativas consolidadas nas instalações da Lockheed Martin Space Systems Company. As operações de integração e montagem estão localizadas nas instalações de fabrico e montagem da Boeing em Decatur, Alabama. As estruturas mecânicas do Atlas-5, fabrico da ogiva de protecção, do sistema de adaptação e montagem são levadas a cabo em Harlingen, Texas.

As instalações de lançamento utilizadas pela ULA são o SLC-17 (Plataformas A e B), SLC-37 (foguetões Delta-2 e Delta-4, respectivamente) e o SLC-41 (Atlas) no Cabo Canaveral, e SLC-2W (Delta-2), SLC-6 (Delta-4) e o SLC-3E (Atlas-5) na Base Aérea de Vandenberg.

Breve história dos lançadores Atlas O míssil balístico Atlas teve a sua origem requisição feita pela Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) em Outubro de 1945, que conduziu ao desenvolvimento durante a década de 50 dos mísseis Atlas, Navaho, Snark, Matador e Mace. Em 10 de Janeiro de 1946 foram submetidas duas propostas para a construção de mísseis com um alcance de 11.100 km, sendo uma das proposta a de um míssil alado e propulsionado a jacto e a outra proposta e de um míssil supersónico, de trajectória balística e propulsionado por foguetão. A proposta do míssil balístico incluía o aparecimento de novas tecnologias, tal como o desenho de uma estrutura de peso reduzido através do uso de tanques de combustível de parede única e incluídos numa única estrutura monocoque que seria mantida rígida através da pressão interna. A performance deste míssil era quase do tipo “single-stage-to-orbit” ao se dar a separação dos motores de ignição inicial durante a ascensão.

A 19 de Abril de 1946 a Consolidated Vultee Aircraft Corporation (Convair) foi incumbida de construir e testar dez mísseis MX-774 Hiroc de forma a verificar e validar as propostas do novo míssil. Os testes do MX-774 iniciaram-se em San Diego em 1947, mas em Junho desse ano a Convair, empresa que propusera as duas propostas iniciais à USAF era informada que havia perdido o concurso para o novo míssil, sendo os contratos atribuídos às empresas Northrop e Martin que deveriam desenvolver a tecnologia dos mísseis alados e subsónicos.

Os cortes no orçamento para a defesa dos Estados Unidos forçaram a USAF a terminar o contrato com a Convair em Julho de 1947, e isto a apenas três meses da data prevista para o primeiro voo. Porém, os fundos ainda disponíveis permitiram a realização de três testes do MX-774 no White Sands Proving Ground entre Julho e Dezembro de 1947. Posteriormente, a Convair prosseguiu estudos auto-financiados do projecto.

Porém, o início da Guerra da Coreia e o surgimento da Guerra Fria fizeram com que se desse um aumento nos fundos para a defesa e a Convair recebeu um novo contrato em Setembro de 1951 para desenvolver o MX-1593, por forma a iniciar o desenho de um míssil balístico incorporando as características já validadas pelo MX-774. Em 1953 a General Dynamics, uma nova divisão da Convair, apresenta à USAF um programa acelerado de desenvolvimento do novo míssil. O anúncio público do desenvolvimento do Atlas só surge a 16 de Dezembro de 1954.

Nos primeiros anos da década de 50 um problema que atrasava o desenvolvimento da tecnologia era a baixa fiabilidade dos motores de combustível líquido. Este problema conduziu posteriormente ao conceito de «um estágio e meio» no qual todos os motores entram em ignição antes da decolagem e os motores principais são separados numa determinada fase do voo, sendo este mantido por motores de sustentação. Este método permitia a verificação do bom funcionamento de todos os motores antes do veículo deixar a plataforma de lançamento.

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Em Órbita A ordem para o desenvolvimento em grande escala do Atlas surge em Janeiro de 1955, sendo designado WS107A-L (Weapons System 107A-L). Na Convair o projecto era designado Modelo-7, curiosamente o mesmo número que, na União Soviética, Korolev dava ao seu míssil. Em Setembro de 1955 o projecto de desenvolvimento do Atlas recebe a classificação de prioridade nacional quando os relatórios dos serviços secretos indicam que a União Soviética está adiantada no desenvolvimento da tecnologia dos mísseis balísticos intercontinentais. O projecto torna-se num dos programas mais complexos de desenvolvimento, produção e teste jamais levados a cabo nos Estados Unidos e em certa parte comparável ao Projecto Manhatan.

O primeiro teste do sistema de propulsão tem lugar a 21 Junho de 1956 na Base Aérea de Edwards e resulta num fracasso. Um novo teste realizado no dia seguinte, no qual o motor teve uma ignição de 4s, é coroado de sucesso. Os primeiros veículos de teste são terminados no final desse ano. O primeiro voo do Atlas-A (Atlas-A 4A) tem lugar a 11 de Junho de 1957 e o veículo é destruído devido a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. Um segundo teste (Atlas-A 6A) tem lugar a 25 de Setembro de 1957 e o veículo é novamente destruído, desta vez aos três minutos de voo devido novamente a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. O primeiro voo com sucesso do Atlas-A (Atlas-A 12A) ocorre a 17 de Dezembro de 1957 com o míssil a atingir o alvo localizado a 965 km.

O primeiro míssil operacional, o Atlas-D, constituiu a base do lançador das cápsulas tripuladas do Programa Mercury. Utilizando os estágios superiores Agena e Centaur, o Atlas tornou-se no lançador médio por excelência dos Estados Unidos sendo utilizado para lançar veículos para a órbita geossíncrona e sondas planetárias.

As diferentes versões do lançador Atlas ao longo da História: 1 – Atlas-B Score; 2 – Atlas-Able; 3 – Atlas LV-3 Mercury; 4 – Atlas LV-3 Agena; 5 – Atlas LV-3C Centaur; 6 – Atlas SLV-3 Agena-B; 7 – Atlas SLV-3 Agena-D; 8 – Atlas-E OV-1; 9 – Atlas SLV-3A Agena-D; 10 – Atlas SLV-3D Centaur D-1A; 11 – Atlas-E; 12 – Atlas Agena-D.

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Em Órbita O quadro seguinte resume os veículos da família Atlas desenvolvidos desde os anos 50 Veículo Atlas

Características

MX-774

Estudo da Consolidated-Vultee para demonstrar a tecnologia que posteriormente seria utilizada no Atlas.

Atlas-A

Primeiro modelo de teste do míssil balístico intercontinental Atlas (Atlas ICBM).

Atlas-B

Primeiro versão completa do Atlas ICBM, possuindo motores separáveis e um único motor de sustentação.

Atlas-C

Última versão de desenvolvimento do Atlas ICBM. Nunca esteve operacional nem tão pouco foi utilizado como lançador espacial.

Atlas-D

Primeira versão operacional do Atlas ICBM e posteriormente utilizado no Programa Mercury.

Atlas-Vega

Projecto que consistia num lançador Atlas equipado com um estágio superior de combustível armazenável. Foi planeado pela NASA como lançador para sondas planetárias e de estudo do espaço profundo antes da disponibilidade do Atlas-Centaur. O desenvolvimento do veículo já era adiantado quando a NASA se apercebeu que a USAF e a CIA já possuíam um lançador virtualmente idêntico em desenvolvimento, o Atlas-Hustler (posteriormente Atlas-Agena) que seria utilizado para as missões Corona de reconhecimento fotográfico. O Atlas-Vega acabou então por ser cancelado.

Atlas-E

Versão inicial totalmente operacional do Atlas ICBM. Sendo utilizado entre 1960 e 1966, era distinto do Atlas-F no seu sistema de orientação. Após serem retirados do serviço, foram reutilizados como lançadores espaciais durante mais de vinte anos.

Atlas-F

Última versão operacional do Atlas ICBM, sendo distinto do Atlas-E no seu sistema de orientação.

Foi utilizado entre 1961 e 1966. Após serem retirados do serviço, foram reutilizados como lançadores espaciais durante mais de vinte anos.

Atlas-Able

Veículo Atlas equipado com um segundo estágio baseado no lançador Vanguard.

Atlas LV-3A / Agena-A Inicialmente o Agena era designado como Hustler. O veículo era baseado no motor de propulsão nuclear Atlas LV-3A / Agena-B Utilização de um estágio superior Agena melhorado.

Atlas LV-3B / Mercury Utilizado no Projecto Mercury.

A família Atlas-5 A família de lançadores Atlas-5 oferece diferentes versões do mesmo veículo que podem ser utilizadas para colocar em órbita todo o tipo de cargas. O Atlas-5 foi desenvolvido de forma a satisfazer as necessidades da USAF ao abrigo do programa EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle) e da demanda internacional por parte da ILS (International Launch Services) para satisfazer os seus clientes comerciais e governamentais.

Tendo como base o denominado CCB (Common Core Booster), o Atlas-5 divide-se em duas versões: o Atlas-5 400 e o Atlas-5 500.

Estas versões podem ser facilmente distinguidas pela utilização da ogiva normal utilizada em anteriores Atlas e este será a versão 400. Por seu lado a versão 500 utiliza uma ogiva muito maior e com um diâmetro de 5,0 metros, sendo baseada na ogiva utilizada pelo lançador europeu Ariane-5. A versão Atlas-5 500 pode ainda incorporar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, aumentado assim a sua capacidade de carga útil.

Tanto a versão 400 como a versão 500 utilizam como segundo estágio uma versão alongada do estágio Centaur (CIII). O CIII pode ser utilizado com somente um motor (Single-Engine Centaur) ou então com dois motores (Dual- Engine Centaur).

O Atlas-5 pode ser lançado a partir do SLC-41 (Space Launch Complex-41) do Cape Canaveral Air Force Station ou então do SLC3W (Space Launch Complex-3W) da Vandenberg Air Force Base.

De forma geral o Atlas-5 é um lançador a dois estágios podendo ser auxiliado por um máximo de cinco propulsores sólidos acoplados ao primeiro estágio. Pode colocar 12500 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou então 5000 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Durante o lançamento é capaz de desenvolver 875000 kgf, tendo um peso de 546700 kg.

O seu comprimento total é de 58,3 metros e o seu diâmetro base atinge os 5,4 metros.

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Em Órbita O primeiro estágio do Atlas-5, o CCB, tem um comprimento de 32,5 metros e um diâmetro de 3,8 metros, tendo um peso bruto de 306914 kg e um peso sem combustível de 22.461 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.286 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 253 s. O CCB está equipado com um motor RD-180 de fabrico russo que consome oxigénio líquido (LOX) e querosene. O RD-180 tem duas câmaras de combustão, tendo um comprimento de 3,6 metros e um diâmetro de 3,0 metros, tendo um peso de 5.393 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.050 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 150 s.

O RD-180 é o único motor que tem a capacidade de aumentar e diminuir a sua potência durante o voo e que é utilizado em lançadores americanos (não tendo em conta o SSME utilizado nos vaivéns espaciais). Durante o primeiro voo do Atlas-3 (no qual o RD-180 também foi utilizado), o motor utilizou somente 74% do máximo de 423.286 kgf que pode desenvolver na fase inicial do lançamento e nos três minutos seguintes aumentou a potência até 92% do total, voltou a diminuir para 65% e a aumentar para 87%. Assim, a capacidade de aumentar e diminuir a potência do motor significa uma viagem mais suave tanto para o foguetão como para a carga que transporta, permitindo também uma utilização mais eficiente do combustível. O RD-150 foi certificado para a utilização no Atlas-5 através de uma série intensiva de testes levados a cabo pela NPO Energomash, Khimky, e sob a direcção da Lockheed Martin.

Podendo usar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, pesando cada um 40.824 kg e tendo um comprimento de 17,7 metros e um diâmetro de 1,6 metros. Desenvolvidos pela Aerojet, cada propulsor desenvolve no lançamento uma força de 130.000 kgf, tendo um Ies de 275 s e um Ies-nm de 245 s e um Tq de 94 s.

O segundo estágio do Atlas-5, Centaur V1, tem um comprimento de 12,7 metros e um diâmetro de 3,1 metros, tendo um peso bruto de 22.825 kg e um peso sem combustível de 2.026 kg. Desenvolve uma força de 10.115 kgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 894 s. O Centaur V1 está equipado com um motor RL-10A-4-2 fabricado pela Pratt & Whitney, consumindo LOX e LH2. O RL-10A-4-2 tem uma câmara de combustão, tendo um peso de 167 kg. No lançamento desenvolve uma força de 10110 kgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 740 s.

A designação que é dada a cada versão do lançador é composta por uma numeração em três dígitos. O primeiro dígito indica o diâmetro da ogiva utilizada pelo lançador (em metros). Assim, por exemplo quando temo um veículo Atlas-5/400, significa que estamos na presença de uma ogiva com 4 metros de diâmetro. O segundo dígito indica o número de propulsores sólidos utilizados no lançador e pode variar entre 0 (zero) e 5 (de salientar que a versão Atlas-5/400 não usa propulsores laterais de combustível sólido e por isso só veremos este número na versão Atlas-5/500). Finalmente, o terceiro dígito indica o número de motores presentes no estágio Centaur e que pode variar entre 1 ou 2 motores.

O complexo de lançamento Space Launch Complex-41 (SLC-41) A construção do SLC-41 foi iniciada em Abril de 1965 e terminada nesse mesmo ano. Foram necessários mais de 6,5 milhões de metros cúbicos de terra provenientes do Rio Banana, para se fazerem as fundações do complexo, composto por uma torre de serviço móvel MST (Mobil Service Tower) e por uma torre umbilical UT (Umbilical Tower) que faziam parte das instalações de lançamento dos foguetões Titan. A MST tinha uma altura de 80,7 metros e pesava mais de 2.268 t. Por seu lado a UT atingia os 53,3 metros de altura e pesava 907,2 t.

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Em Órbita A USAF aceitou o complexo a 12 de Dezembro de 1965 e utilizou-o pela primeira vez no dia 21 de Dezembro de 1965 para lançar um foguetão Titan-IIIC2. Nos anos seguintes o complexo e a plataforma foram utilizados como ponto de partida para várias missões históricas como a Voyager-1, Voyager-2, Viking-1 e a Mars Pathfinder.

Em 1986 o complexo sofreu uma renovação para albergar o lançamento dos foguetões Titan-IV. O primeiro lançamento desta nova versão do Titan deu-se a 14 de Junho de 19893 e o último a 9 de Abril de 19994.

De forma a compreender a natureza do SLC-41 ajudará visualizando o tamanho do foguetão Titan-IV. Atingindo mais de 34 metros de altura, 10 metros de diâmetro, pesando mais de 861,8 t e gerando mais de 635 t de força no lançamento, o Titan-IV equipado com um estágio superior Centaur era capaz de colocar uma carga de 5,4 t numa órbita geossíncrona. Cargas ainda mais pesadas poderiam ser colocadas em órbitas mais baixas ou em órbitas polares.

A evolução da tecnologia levou a que o Titan-IV fosse considerado obsoleto, tendo a USAF contratado a Lockheed Martin para desenvolver um novo sistema de lançamento que é agora o Atlas-5. Os engenheiros da Lockheed foram encarregues de desenvolver não só o novo lançador, mas também as instalações de lançamento do novo veículo. Assim, o SLC-41 teve de sofrer uma transformação para albergar o seu novo vector de lançamento. A primeira fase da transformação do complexo passou pela remoção das velhas torres para que as novas torres pudessem ser construídas. A empresa Olshan Demolishing Management foi contratada par desmantelar e demolir o velho complexo. O plano inicial previa que as torres fossem desmontadas peça por peça, porém devido ao facto que o calendário dos trabalhos foi progressivamente atrasado devido às investigações relacionadas com acidentes com o TitanIV, a Olshan optou por contratar a empresa Dykon, Inc., para demolir as torres utilizando explosivos. Nesta fase colocava-se o receio 2

Neste lançamento o foguetão Titan IIIC (3C-8) foi lançado às 1400:01UTC e colocou em órbita os satélites Transtage- 8 (01863 1965-108A); OV2-3 (01863 1965-108A); LES-3 (01941 1965-108D); LES-4 (01870 1965-108B) e Oscar-4 (01902 1965-108C). O OV2-3 permaneceu ligado ao Transtage-8.

3 Neste lançamento o foguetão Titan-402A/IUS (K-1 / 45D-1) foi lançado às 1318UTC e colocou em órbita o satélite militar DSPF14 (20066 1989-046A).

4 Neste lançamento o foguetão Titan-402A/IUS (K-32 / 4B-27) foi lançado às 1701:00UTC e colocou em órbita o satélite militar USA-142 DSP-F19 (25669 1999-017A).

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Em Órbita das explosões danificarem de qualquer de uma maneira ou de outra o Complexo de Lançamento 39 utilizado pelos vaivéns espaciais, pois estas estruturas localizam-se muito perto do SLC-41.

Depois de serem asseguradas todas as medidas de segurança, a USAF deu luz verde para a demolição das torres que veio a acontecer a 14 de Outubro de 1999. Depois das torres serem abatidas, a Olshan iniciou um processo de reciclagem. Durou mais de oito semanas para cortar a torre em pedaços que pudessem ser manejáveis e posteriormente transportados para um edifício situado em Port Canaveral, onde foram recicladas.

Actualmente o SLC-41 é um dos mais sofisticados existentes no planeta e representa a maior alteração na filosofia da indústria de foguetões dos Estados Unidos nos últimos anos. O SLC-41 foi transformado na primeira “clean pad” a ser utilizada pelos americanos. Este conceito passa por montar o foguetão num edifício de montagem em vez de se montar o lançador por estágios na própria plataforma de lançamento como se fazia desde os primórdios do programa espacial americano. Sendo montado no edifício de montagem, o lançador é posteriormente transportado para a plataforma de lançamento algumas horas antes da ignição. A “clean pad” significa também que a utilização de grandes torres de serviço na plataforma de lançamento deixam de ser necessárias. Da mesma forma, o espaço de tempo gasto na preparação dos lançadores fica mais reduzido e deixam de existir problemas relacionados com as convencionais plataformas de lançamento que podem atrasar o início de uma missão por vários meses.

O centro nevrálgico do SLC-41 é o denominado Atlas-5 Spaceflight Operations Center (ASOC), combinando num só lugar o que anteriormente estava espalhado por diversos locais. O edifício onde está localizado o ASOC era anteriormente utilizado para processar os propulsores laterais de combustível sólido utilizados pelo Titan-IV, sendo completamente reformulado e expandido pela Lockheed. Situado a 6,6 km da plataforma de lançamento, é neste edifício multiusos para onde o estágio Atlas-5 e o estágio superior Centaur são transportados logo após a chegada ao Cabo Canaveral e vindos das oficinas em Denver, Colorado. Aí, os técnicos da Lockheed podem realizar vários testes nos estágios e depois armazená-los temporariamente até ser altura de serem transportados para o edifício de montagem para serem preparados para o lançamento. No interior do ASOC também está situado o centro de controlo de lançamento que alberga os técnicos oficiais da missão, as equipas de engenheiros da Lockheed, clientes e os técnicos que controlam a contagem decrescente.

O centro de controlo possui doze consolas de controlo no primeiro andar destinadas à equipa que dirige o lançamento. Entre estas consolas encontra-se a posição do Director de Lançamento, do Assistente do Director do Lançamento, as posições de controlo e monitorização dos propolentes do Atlas e do Centaur, a posição do controlo de voo e de sistemas eléctricos do lançador, a posição de controlo do software no solo, a posição de controlo das instalações eléctricas, posição de controlo ambiental, de segurança e do Em Órbita – Vol.9 – N.º 96 / Fevereiro de 2010

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Em Órbita monitor que controla os limites de emergência que podem ser atingidos. Ainda no primeiro andar do edifício existem duas salas, situadas à direita da equipa que controla o lançamento, onde está localizada a rede de informática do computador principal e uma estação de controlo operacional por satélite.

No segundo andar do edifício existem três salas que albergam a equipa de engenheiros responsáveis pelo lançador, a equipa que controla a carga transportada e a equipa principal de directores do lançamento. É nesta sala que se toma a decisão final de lançar ou não lançar o Atlas-5. Ainda neste piso existem duas salas com lugares sentados e pontos de observação para engenheiros e clientes observarem o decorrer da contagem decrescente e do lançamento.

A parede frontal da sala do centro de controlo está equipada com vários relógios, mostradores da contagem regressiva, emblemas e um ecrã de vídeo que mostra várias imagens da plataforma de lançamento recolhidas de diferentes ângulos, além de vários gráficos de diferentes dados.

Sendo controlados a partir do ASOC, o Atlas-5 é montado no interior do VIF (Vertical Integration Facility). Este edifício, que começou a ser construído em Janeiro de 1999, tem uma altura máxima de 90 metros e está localizado a 550 metros da plataforma de lançamento. No seu interior está situado um guindaste de 60 t com uma capacidade de levantar os diferentes segmentos do Atlas-5 e colocá-los na plataforma móvel de lançamento. Após a verificação dos diferentes estágios no ASOC, estes são transportados na horizontal para o VIF. O CCB segue em primeiro lugar, seguido pela secção cilíndrica que compõe o inter-estágio e do estágio Centaur. A última peça deste lego é a secção “boat-tail”. As missões futuras serão também aqui colocados os propulsores laterais de combustível sólido.

Após a montagem, o lançador passa por mais uma série de testes antes da carga a transportar ser entregue no VIF para montagem. O satélite é processado e abastecido do seu combustível de manobra num local separado do VIF e que tanto pode ser as instalações comerciais da Astrotech localizadas em Titusville, a 35 km de distância, ou então num edifício governamental caso se tratem de cargas militares ou da NASA. Após o processamento o satélite é colocado no interior de um contentor de segurança e protecção antes de deixar o e edifício de processamento e de iniciar a sua viagem até ao SLC-41. No SLC-41 é levantado até ao nível superior do estágio Centaur e colocado no seu topo. Segue-se um teste IST (Integration Systems Test) entre o foguetão lançador e a sua carga para confirmar uma boa ligação entre os dois e que ambos estão prontos para o lançamento. Segue-se o transporte até à plataforma de lançamento.

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Em Órbita

Lançamento

Data

Veículo Missão

Local Lançamento

Plat. Lanç.

2007-027

15-Jun-07

401

AV-009

Cabo Canaveral

SLC-41

2007-046

11-Out-07

421

AV-011

Cabo Canaveral

SLC-41

2007-060

10-Dez-07

401

AV-015

Cabo Canaveral

SLC-41

2008-010

13-Mar-08

411

AV-006

Vandenberg AFB

SLC-3E

2008-016

14-Abr-08

421

AV-014

Cabo Canaveral

SLC-41

2009-017

4-Abr-09

421

AV-016

Cabo Canaveral

SLC-41

2009-031

18-Jun-09

401

AV-020

Cabo Canaveral

SLC-41

2009-047

8-Set-09

401

AV-018

Cabo Canaveral

SLC-41

2009-057

18-Out-09

401

AV-017

Vandenberg AFB

SLC-3E

2009-064

23-Nov-09

431

AV-024

Cabo Canaveral

SLC-41

2010-005

11-Fev-10

401

AV-021

Cabo Canaveral

SLC-41

Satélite USA-194 'NRO L-30' (31701 2007-027A) USA-194(2) (31703 2007-027C) USA-195 'WGS-1' (32258 2007-046A) USA-198 'NROL-24' (32378 2007-060A) USA-200 'NROL-28' (32706 2008-010A) ICO-G1 (32463 2008-016A) USA-204 'WGS-2' (34713 2009-017A) LRO (35315 2009-031A) LCROSS (35316 2009-031B) USA-207 'PAN' (35815 2009-047A) USA-210 'DMSP-5D3-18' (35951 2009-057A) Intelsat-14 (36097 2009-064A) Solar Dynamics Explorer (36395 2010-005A)

Esta tabela mostra os dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão Atlas-5. Tabela: Rui C. Barbosa.

O VIF foi construído de forma a suportar ventos de furacão até uma velocidade de 225 km/h. Possui várias plataformas móveis que possibilitam o acesso às diferentes zonas do foguetão e está equipado com uma porta reforçada com uma largura de 12,5 metros e uma altura de 84 metros que se recolhe na vertical, permitindo o transporte dos vários estágios do Atlas-5 para o interior do edifício e a posterior saída do lançador para a plataforma de lançamento. Na construção do VIF foram utilizados 200 camiões de cimento (que equivaleram a 1.376 m3 de cimento) para a construção das suas fundações e 3.250 t de aço para a construção das suas paredes.

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Em Órbita

Proton-M lança Intelsat-16 O primeiro lançamento comercial da ILS (International Launch Services) em 2010 colocou em órbita o satélite de comunicações Intelsat-16 a 12 de Fevereiro. Com uma carteira de lançamentos intensa para 2010, a ILS inicia assim um ano atarefado de missões.

O foguetão Proton-M/Briz-M Tal como o 8K82K Proton-K, o 8K82KM Proton-M é um lançador a três estágios podendo ser equipado com um estágio superior Briz-M ou então utilizar os usuais estágios Blok DM. As modificações introduzidas no Proton incluem um novo sistema avançado de aviónicos e uma ogiva com o dobro do volume em relação ao 8K82K Proton-K, permitindo assim o transporte de satélites maiores. Em geral este lançador equipado com o estágio Briz-M, construído também pela empresa Khrunichev, é mais poderoso em 20% e tem maior capacidade de carga do que a versão anterior equipada com os estágios Blok DM construídos pela RKK Energiya.

O 8K82KM Proton-M/Briz-M em geral tem um comprimento de 53,0 metros, um diâmetro de 7,4 metros e um peso de 712.800 kg. É capaz de colocar uma carga de 21.000 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou 2.920 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona, desenvolvendo para tal no lançamento uma força de 965.580 kgf. O Proton-M é construído pelo Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev, tal como o Briz-M. O primeiro estágio Proton KM-1 tem um peso bruto de 450.400 kg, pesando 31.000 kg sem combustível. É capaz de desenvolver uma força de 1.074.000 kgf no vácuo, tendo um Ies de 317 s (o seu Ies-nm é de 285 s) e um Tq de 108 s. Este estágio tem um comprimento de 21,0 metros e um diâmetro de 7,4 metros. Tem seis motores RD-253 (14D14) e cada um tem um peso de 1300 kg e desenvolvem 178.000 kgf (em vácuo), tem um Ies de 317 s e um Ies-nm de 285 s. O Tq de cada motor é de 108 s. Consomem N2O4/UDMH e foram desenhados por Valentin Glushko.

O segundo estágio, 8S811K, tem um peso bruto de 167.828 kg e uma massa de 11.715 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 244.652 kgf, tendo um Ies de 327 s e um Tq de 206 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um comprimento de 14,0 metros. Está equipado com quatro motores RD0210 (também designado 8D411K, RD-465 ou 8D49). Desenvolvidos por Kosberg, cada motor tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 59.360 kgf (em vácuo) com um Ies de 327 s e um Tq de 230 s. Cada motor tem uma câmara de combustão e consomem N2O4/UDMH.

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Em Órbita O terceiro estágio, Proton K-3, tem um peso bruto de 50.747 kg e uma massa de 4.185 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 64.260 kgf, tendo um Ies de 325 s e um Tq de 238 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um comprimento de 6,5 metros. Está equipado com um motor RD-0212 (também designado RD-473 ou 8D49). Desenvolvido por Kosberg, o RD-0212 tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 62.510 kgf (em vácuo) com um Ies de 325 s e um Tq de 230 s. O motor tem uma câmara de combustão e consome N2O4/UDMH.

Lançamento

Data

Hora (UTC)

Nº Série

Plataforma

2009-007

11-Fev-09

0:03:00

93501 / 99501

LC200 PU-39

2009-016 2009-027 2009-034 2009-042 2009-050 2009-065 2009-075 2010-002 2010-006

3-Abr-09 16-Mai-09 30-Jun-09 11-Ago-09 17-Set-09 24-Nov-09 29-Dez-09 28-Jan-10 12-Fev-10

16:24:00 0:57:38 19:10:00 19:47:33 19:19:19 14:19:10 0:22:00 0:18:00 0:39:40

93504 /99504 93505 / 99505 93506 / 99506 93507 / 99507 93508 / 99508 93509 / 99509 93510 / 99510 535XX / 88527 535XX / 99511

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

Satélites Ekspress-AM44 (33595 2009-007A) Ekspress-MD1 (33596 2009-007B) Eutelsat-W2A (34710 2009-029A) ProtoStar-II/IndoStar-II (34941 2009-027A) Sirius-Radio FM-5 (35493 2009-034A) AsiaSat-5 (35696 / 2009-042A) Nimiq-5 (35873 2009-050) Eutelsat-W7 (36101 2009-065A) DirecTV-12 (36131 2009-075A) Raduga-1M 'Globus-1M' (36358 2010-002A) Intelsat-16 (36397 2010-006A

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

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O quarto estágio, Briz-M, tem um peso bruto de 22.170 kg e uma massa de 2.370 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 2.000 kgf, tendo um Ies de 326 s e um Tq de 3.000 s. Tem um diâmetro de 2,5 metros, uma envergadura de 1,1 metros e um comprimento de 2,6 metros. Está equipado com um motor S5.98M (também designado 14D30). O S5.98M tem um peso de 95 kg e desenvolve 2.000 kgf (em vácuo) com um Ies de 326 s e um Tq de 3.200 s. O motor tem uma consome N2O4/UDMH. O primeiro lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M teve lugar a 7 de Abril de 2001 (0347:00,525UTC) quando o veículo 535-01 utilizando o estágio Briz-M (88503) colocou em órbita o satélite de comunicações Ekran-M 18 (26736 2001-014A) com uma massa de 1970 kg a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur (LC81 PU-24).

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Lançamento do Intelsat-16 Intelsat-16 Muitas vezes também referido como IS-16, o satélite Intelsat-16 foi construído para a Intelsat para proporcionar uma capacidade de transmissão DTH (Direct-To-Home) para os subsidiários da DirecTV. O satélite proporciona a capacidade de expansão para a SKY México oferecendo serviços de alta definição e transmitindo canais de notícias, desporto e de entretenimento. Adicionalmente, o Intelsat-16estará disponível para fornecer uma capacidade de apoio para a SKY Brasil. Localizado a 58º longitude Oeste, o satélite está equipado com uma carga de banda Ku de alta potência, duas antenas reflectoras desdobráveis de 2,3 metros e uma antena super-elíptica de 1,21 metros.

O satélite foi construído pela Orbital Sciences Corporation e é baseado no modelo STAR-2, transportando 24 repetidores activos em banda Ku com dois grupos de 16 por 12 TWTA redundantes linearizados.

O Intelsat-16 deverá ter uma vida útil de 15 anos na órbita geossíncrona. A sua massa no lançamento era de 2.450 kg.

A 23 de Março de 2009 a International Launch Services e a Intelsat anunciavam que o lançamento do satélite de comunicações Intelsat-16 seria levado a cabo por um foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M em finais de 2009.

O foguetão 8K82KM Proton-M para este lançamento chegava à estação de caminhos-de-ferro de Tyura-Tam no dia 30 de Dezembro de 2009 dando-se de seguida início aos processos alfandegários que após a sua finalização permitiam que o comboio fosse transferido para a rede de caminhos-de-ferro do cosmódromo. O comboio seria então transferido para as instalações do edifício 92A-50 onde teria lugar a preparação e montagem do lançador. No dia seguinte os componentes do primeiro estágio foram retirados dos vagões de transporte e iniciou-se a sua montagem, nomeadamente a montagem dos tanques laterais. Ao mesmo tempo procedia-se à descarga dos componentes do segundo estágio dos vagões de transporte.

O satélite Intelsat-16 chegava a Baikonur a 11 de Janeiro de 2010 e o estágio Briz-M chegava por sua vez ao cosmódromo no dia seguinte a bordo de um avião de carga Antonov An-124-100 ‘Ruslan’. Após a sua chegada ao cosmódromo, o estágio superior foi transferido para a sala estéril 101 onde foi preparado para o lançamento.

A montagem do foguetão lançador decorria sem qualquer problema e a acoplagem do primeiro com o segundo estágio teve lugar a 17 de Janeiro (os trabalhos de acoplagem entre o segundo e o terceiro estágio já tinham decorrido anteriormente). O abastecimento do satélite Intelsat-16 teve lugar a 21 de Janeiro e no dia 25 iniciavase o abastecimento dos tanques de alta pressão do estágio Briz-M. A 30 de Janeiro terminavam os testes autónomos do satélite que era colocado no adaptador de carga que faz a ligação física entre o satélite e o estágio superior.

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Em Órbita

A acoplagem entre o Intelsat-16 e o estágio superior BrizM (imagem ao lado) foi levada a cabo nos dias 30 e 31 de Janeiro, sendo depois o conjunto colocado no interior da carenagem de protecção do lançador e formando-se assim a Unidade de Ascensão que seria por sua vez acoplada com o terceiro estágio do foguetão lançador a 3 de Fevereiro. Após os trabalhos de junção das duas partes foram iniciados os testes de todos os sistemas do lançador.

O processo de abastecimento dos tanques do estágio Briz-M foi levado a cabo a 6 de Fevereiro. O foguetão foi transportado para a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 a 8 de Fevereiro.

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Em Órbita As imagens seguintes mostram o transporte do foguetão lançador 8K82KM Proton-M/Briz-M para a Plataforma de Lançamento PU39 do Complexo de Lançamento LC200.

A contagem decrescente decorreu sem qualquer problema, bem como o abastecimento dos diferentes estágios do foguetão lançador.

A activação da giro-plataforma teve lugar a T-5s (0039:35,013UTC) do dia 11 de Fevereiro e os seis motores RD-276 do primeiro estágio do Proton-M entravam em ignição a T-1,756s (0039:39,257UTC) até atingirem 50% da força nominal. A força aumenta até 100% a T-0s (0039:40,013UTC) e a confirmação para o lançamento surge de imediato. A sequência de ignição verifica se todos os motores estão a funcionar de forma nominal antes de se permitir o lançamento.

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

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Em Órbita A ignição do segundo estágio ocorreu a T+1m 58,489s (0041:38,502UTC) e a separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorreu a T+2m 2,683s (0041:42,696UTC).

A ignição dos motores vernier do terceiro estágio ocorreu a T+5m 28,761s (0045:08,774UTC) com os quatro motores RD-0210 do segundo estágio a terminarem as suas queimas a T+5m 31,481s (0045:11,494UTC). A separação entre o segundo e o terceiro estágio ocorre às 0045:12,215UTC (T+5m 32,202s) e a ignição do motor RD-0212 do terceiro estágio ocorre às 0045:14,640UTC (T+5m 34,627s). Ás 0045:24,044UTC (T+5m 44,031s) inicia-se o processo de separação da ogiva de protecção do satélite. Grampos longitudinais e juntas de fixação transversais são abertas com as duas metades da ogiva de protecção a serem afastadas por meio de molas. As duas metades da ogiva acabaram por cair na zona de impacto do segundo estágio. A indicação da separação da ogiva surge às 0045:24,579UTC (T+5m 45,566s).

O comando preliminar para o final da queima do terceiro estágio é enviado às 0049:12,536UTC (T+9m 32,536s) e o comando principal é enviado às 0049:22,859UTC (T+9m 42,846s – tempos previstos5). A separação da Unidade Orbital (estágio Briz-M juntamente com o satélite Intelsat16) ocorre às 0049:23,971UTC (T+9m 43,958s). O processo de separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M é iniciado com o final da queima dos motores vernier, seguido da quebra das ligações mecânicas entre os dois estágios e da ignição dos retro-foguetões de combustível sólido para afastar o terceiro estágio do Briz-M. Imediatamente após a separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M, são accionados os motores de estabilização do estágio superior para eliminar a velocidade angular resultante da separação e proporcionar ao Briz-M a orientação e estabilidade ao longo da trajectória suborbital onde se encontra antes da sua primeira ignição.

A primeira ignição do Briz-M inicia-se às 0050:43,023UTC (T+11m 03,010s – tempos previstos5) com a ignição dos motores de correcção de impulso seguindo-se às 0050:57,023UTC (T+11m 17,010s) a ignição do motor S5.98M. O final da queima dos motores de correcção de impulso ocorre às 0050:58,923UTC (T+11m 18,910s tempos previstos5) e o final da primeira queima do Briz-M ocorre às 0054:47,857UTC (T+15m 07,844s).

A segunda queima do Briz-M é executava no primeiro nodo de ascensão da órbita de suporte e após esta queima a Unidade de Ascensão atinge uma órbita intermédia. A segunda ignição do Briz-M inicia-se às 0149:40,013UTC (T+1h 10m 00,000s – tempos previstos5) com a ignição dos motores de correcção de impulso seguindo-se às 0150:00,204UTC (T+1h 10m 20,191s) a ignição do motor S5.98M. O final da queima dos motores de correcção de impulso ocorre às 0150:02,104UTC (T+1h 10m 22,091s – tempos previstos5) e o final da primeira queima do Briz-M ocorre às 0207:45,556UTC (T+1h 28m 45,556s).

A terceira e quarta queima irão ter lugar após a Unidade de Ascensão executar uma órbita em torno do planeta e têm lugar no perigeu, formando uma órbita de transferência com um apogeu próximo do que será conseguido na órbita final.

5

Não foram registados dados relativos a este evento durante o voo.

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Em Órbita

O quadro seguinte mostra os tempos da terceira e quarta queima do estágio Briz-M, bem como a hora de separação do tanque auxiliar de combustível. A hora da separação do Intelsat-16 indicada pela empresa GKNPTs Khrunichev foi de 1013:57,226UTC do dia 12 de Fevereiro de 2010. A hora de separação indicada na seguinte tabela tem como base os dados de telemetria enviados pelo lançador: Fase do Voo MCI 3 – Ignição6 MS 3 – Ignição MCI 3 – Final da queima6 MS 3 – Final da queima MCI 4 – Ignição6 Separação do Tanque Auxiliar MCI 4 – Final da queima6 MCI 5 – Ignição6 MS 4 – Ignição MCI 5 – Final da queima6 MS 4 – Final da queima Separação Intelsat-16

T+ (h:m:s) 03:26:30,000 03:26:56,385 03:26:58,285 03:44:21,291 03:45:41,045 03:45:42,391 03:45:49,045 09:10:00,000 09:10:14,349 09:10:15,900 09:20:21,475 09:34:17,226

Hora (UTC) 0406:10,013 0406:36,398 0406:38,298 0424:01,304 0425:21,058 0425:22,404 0425:29,058 0949:40,013 0949:54,362 0949:55,913 1000:01,488 1013:57,239

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

Após a separação do satélite Intelsat-16 procedeu-se à medição dos seus parâmetros orbitais e o estágio Briz-M é colocado numa órbita mais afastada do satélite. O Briz-M levaria ainda a cabo mais duas manobras orbitais procedendo à ignição do seu motor entre as 1216:50UTC e as 1217:15UTC, e entre as 1328:50UTC e as 1329:40UTC para afastar a sua órbita do Intelsat-16. A pressão dos tanques de propolentes do Briz-M é reduzida para evitar qualquer tipo de fuga de propolente que possa levar à destruição do veículo e á consequente criação de detritos orbitais.

6

Não foram registados dados relativos a este evento durante o voo.

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Em Órbita A tabela seguinte mostra os parâmetros orbitais do Intelsat-16 a caminho da órbita geossíncrona7.

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Data

Perigeu (km)

Apogeu (km)

Inclinação Orbital (º)

Período Orbital (m)

12 Fevereiro

37.515

38.010

0,12

1538,22

15 Fevereiro

35.913

37.806

0,14

1491,25

17 Fevereiro

35.903

36.184

0,14

1449,24

18 Fevereiro

35.909

36.285

0,13

1451,97

19 Fevereiro

35.796

35.908

0,13

1439,45

22 Fevereiro

35.796

35.833

0,09

1437,51

24 Fevereiro

35.764

35.794

0,09

1435,73

25 Fevereiro

35.777

35.795

0,07

1436,06

Dados cedidos por Antonin Vitek http://www.lib.cas.cz/space.40/INDEX1.HTM.

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

Data

UTC

Des. Int.

NORAD Designação

16 Jan. 1612:04 2010-001A 36287 BeiDou-2 ‘Compass-G1’ (35798 / 35773 / 1,76 / 1436,04) 28 Jan. 0018:00 2010-002A 36358 Raduga-1M ‘Globus-1M’ (35799 / 35774 / 0,03 / 1436,09) 03 Fev. 0345:29 2010-003A 36361 Progress M-04M (ISS-36P) (352 / 342 / 51,65 / 91,48) 08 Fev. 0914:07 2010-004A 36394 STS-130 / ISS-20A (348 / 334 / 51,65 / 91,36) – Regressou à Terra a 22 de Fevereiro de 2010 Tranquility / Cupolla Permanece acoplado à ISS 11 Fev. 1523:00 2010-005A 36395 Solar Dynamics Observatory (35790 / 35781 / 28,05 / 1436,03) 12 Fev. 0039:40 2010-006A 36397 Intelsat-16 (35796 / 35785 / 0,06 / 1436,3)

Lançador

Local

Peso (kg)

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

Xi Chang, LC2

8K82KM Proton-M/Briz-M (535XX/88527) GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39

2.300

11A511U Soyuz-U (Ю15000-117)

GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

7.290

OV-105 Endeavour

Centro Espacial Kennedy, LC-39A

Atlas-V/401 (AV-021)

Cabo Canaveral AFS. SLC-41

8K82KM Proton-M/Briz-M (535XX/99511) GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39

2.056

Outros Objectos Catalogados Data Lançamento

Des. Int.

NORAD

Designação

Veículo Lançador

28 Janeiro 2010-002B 36359 Briz-M (88527) 8K82KM Proton-M/Briz-M (35335/88527) 28 Janeiro 2010-002C 36360 Tanque Briz-M (88527) 8K82KM Proton-M/Briz-M (35335/88527) 03 Fevereiro 2010-003B 36362 Blok-I (Б15000-084) 11A511U Soyuz-U (Ю15000-117) 26 Abril 2006-015G 36363 (Destroço) YaoGan-1 CZ-4C Chang Zheng-4B/2 (CZ4C-1) 26 Abril 2006-015H 36364 (Destroço) YaoGan-1 CZ-4C Chang Zheng-4B/2 (CZ4C-1) 26 Abril 2006-015J 36365 (Destroço) YaoGan-1 CZ-4C Chang Zheng-4B/2 (CZ4C-1) 16 Junho 1993-036AYT 36366 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) a (são catalogados 22 destroços resultantes da desintegração do satélite Cosmos 2251 devido à colisão com o satélite Iridium-33) 16 Junho 1993-036AZR 36388 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 14 Setembro 1997-051VT 36389 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) a (são catalogados 5 destroços resultantes da desintegração do satélite Iridium-33 devido à colisão com o satélite Cosmos 2251) 14 Setembro 1997-051VX 36393 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 11 Fevereiro 2010-005B 36396 Centaur (AV-021) Atlas-V/401 (AV-021)

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Local de Lançamento GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur LC1 PU-5 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 Cabo Canaveral AFS, SLC-41

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Em Órbita

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

Data

Status

Des. Int.

NORAD Designação

Lançador

01 Fev. 03 Fev. 03 Fev. 03 Fev. 04 Fev. 04 Fev. 05 Fev. 06 Fev. 12 Fev. 12 Fev. 12 Fev. 13 Fev. 17 Fev. 17 FEv. 17 Fev. 18 Fev. 18 Fev. 18 Fev. 19 Fev. 20 Fev. 22 Fev.

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

1993-036MD 2006-050AH 1999-025AGA 1993-036MK 1999-025WZ 1997-051GS 2010-003B 2006-026WF 1989-039CZ 1999-025AUS 2006-026HK 1999-025AEB 1989-101L 2008-059B 1997-051VS 1999-025AS 1999-025AHZ 1978-098D 2009-038G 1999-025ABR 2010-004A

34283 29567 30463 34289 30240 34501 36362 33755 29455 30808 33006 30412 25814 33445 36085 29752 30511 36295 35695 30354 36394

11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro 11A511U Soyuz-U (Ю15000-117) 03 Fevereiro 11K69 Tsyklon-2 25 Junho 8K82K Proton-K/DM-2 (352-02) 31 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio 11K69 Tsyklon-2 25 Junho CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio 8K82K Proton-K/DM-2 (347-02) 27 Dezembro OV-105 Endeavour STS-126 15 Novembro 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Delta-2910 (630/D145) 24 Outubro OV-105 Endeavour STS-127 15 Julho CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio OV-105 Endeavour 03 Fevereiro

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(Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) Iridium-33 Blok-I (Б15000-084) (Destroço) Cosmos 2421 (Destroço) (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) Cosmos 2421 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) PSSC (Destroço) Iridium-33 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) ANDE Avionics Deck (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C STS-130 / ISS-20A

Data Lanç.

Local Lançamento

D. Órbita

GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Vandenberg AFB, SLC-6 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Taiyuan, LC1 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-40 Taiyuan, LC1 GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20 Taiyuan, LC1 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 Centro Espacial Kennedy, LC39A GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 Vandenberg AFB, SLC-2W Centro Espacial Kennedy, LC39A Taiyuan, LC1 Centro Espacial Kennedy, LC39A

5074 1187 3922 5076 3923 4526 2 1321 7562 3931 1327 3932 7357 459 4539 3937 3937 11440 219 3939 14

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Em Órbita

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

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

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

Em Órbita – Vol.9 – N.º 96 / Fevereiro de 2010

11 dias

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Em Órbita 14 de Maio de 2010 STS-132 OV-104 Atlantis (32) 11 dias Kenneth Ham; Domicic Antonelli; Karen Nyberg; Piers Sellers; Stephen Bowen; Garrett Reisman

30 de Maio de 2010 Soyuz TMA-19 Fyodor Yurchikhin; Douglas Wheelock; Shannon Walker Dmitri Kondratyev; Paolo Nespoli; Catherine Coleman

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

29 de Julho de 2010 STS-134 / ISS-ELC 3 OV-105 Endeavour (25) 11 dias Mark Kelly, Gregory H. Johnson, Michael Fincke, Gregory Chamitoff, Andrew Feustel, Roberto Vittori 16 de Setembro de 2010 STS-133 / ISS-ULF 6 OV-105 Dyscovery (39) Steven Lindsey, Eric Boe, Alvin Drew, Mixhael Barratt, Timothy Kopra, Nicole Stott

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11 dias

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Em Órbita 29 de Setembro de 2010 Soyuz TMA-01M Alexander Kaleri; Oleg Skripochka; Scott Kelly Sergei Volkov; Sergei Revin; Ronald Garan

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

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

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

?? de Março de 2011 Soyuz TMA-21 Alexander Samokutyayev; Andrei Borisenko; Ronald Garan Anaton Shkaplerov; Sergei Revin; Daniel Burbank

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

?? de Dezembro de 2011 Soyuz TMA-02M Oleg Kononenko; Donald Pettit; André Kuipers Roman Romanenko; ?????; ?????

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

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

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

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

Skvortsov, Walker e Wheelock que serão lançados a bordo da Soyuz TMA-18 a 30 de Maio de 2010.

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

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

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Em Órbita

Cronologia Astronáutica (LV) Por Manuel Montes -Janeiro de 1945: Em finais de 1944, abre-se caminho a dois novos programas aeronáuticos nos Estados Unidos. Trata-se do Douglas D-558 (Marinha) e do Bell XS-1 (Força Aérea). O primeiro deverá ser um avião turbo-reactor capaz de levantar voo desde o solo, e o outro (mais adiante chamado X-1), um avião-foguetão que será lançado desde outra aeronave. Ambos tentam alcançar velocidades transónicas. Em Janeiro de 1945, a Ships Installation Branch da Marinha recebe o encargo de desenvolver o motor do D-558. Tendo em conta a falta de dados para levar a cabo tal empreendimento, encarrega-se à empresa Reaction Motors o desenho de um pequeno motor de teste. O chamado 1500-144C irá converte-se com a passagem dos meses no 6000C4, alimentado com oxigénio líquido e uma mistura de álcool e água, com um impulso variável de até 2.720 kg. Para conseguir este impulso, o motor é dividido em quatro câmaras de 680 kg de impulso cada una, que podem ser activadas de forma independente. O 6000C4, apesar de ter sido pensado para o D-558, acabará sendo instalado no XS-1, convertendo-o no primeiro veículo tripulado capaz de superar a barreira do som. Os testes preliminares com tal motor serão levados a cabo entre Fevereiro e Maio.

-8 de Janeiro de 1945: Primeiro lançamento falhado do míssil alemão A-4b, um A-4 com asas, idealizado para ensaiar a obtenção de maiores distâncias de um futuro projecto intercontinental chamado A-9/A-10. A data deste primeiro voo é incerta e também se menciona o dia 27 de Dezembro de 1944 como possível alternativa. A versão alada da V-2 pode duplicar o seu alcance. Esta primeira experiência falha devido ao sistema de controlo.

-16 de Janeiro de 1945: Em função dos avanços dos últimos meses, Frank Malina e os seus colaboradores propõem a construção de um foguetão-sonda ao que chamam WAC Corporal. O seu objectivo será alcançar uns 100.000 pés de altitude e transportar uma carga científica recuperável de 10 kg. Selecciona-se um motor da Aerojet que consumirá anilina e ácido nítrico, capaz de produzir 700 kg de impulso durante 45 segundos. Para um lançamento controlado, será usada uma torre-guia. A construção será levada a cabo pela companhia Douglas Aircraft, com peças fornecidas pelo projecto ORDCIT do JPL. Para testar o seu rendimento será desenvolvido o Baby WAC, um modelo a escala 1/5.

-24 de Janeiro de 1945: O voo do segundo e último A-4b tem maior êxito que o anterior. Após o voo balístico imposto pelo motor de foguetão, passa a um voo planado supersónico (Mach-4), convertendo-se no primeiro veículo alado a romper a barreira do som.

Porém, a pressão aerodinâmica é demasiado forte e uma das asas separa-se do veículo, e com ela o resto do aparelho. Apesar da sua aparência primitiva, o A-4b será o veículo alado mais rápido até à chegada do X-15. A partir deste momento, os ensaios terão de ser abandonados devido à pressão dos aliados na frente ocidental.

-Fevereiro de 1945: Aparece publicada na revista "Wireless World" uma carta que fará história. É enviada por Arthur C. Clarke, da British Interplanetary Society, e nela é proposto a utilização da V-2 para investigações ionosféricas. Também se menciona a possibilidade de se colocar instrumentos num satélite artificial. Mas a principal sugestão é a de situar um destes objectos na altitude adequada para que o seu período de revolução coincida com o da Terra, obtendo-se assim uma posição geoestacionária, a qual poderia utilizar-se para comunicações. Três satélites situados a 120 graus de distância entre uns e outros bastariam para uma cobertura completa. Trata-se da primeira referência impressa desta popular aplicação.

Nota sobre o autor: Nascido em 1965, Manuel Montes Palacio, é um escritor freelancer e divulgador científico desde 1989, especializando-se em temas relacionados com a Astronáutica e Astronomia. Pertence a diversas associações espanholas e internacionais, tais como a Sociedad Astronómica de España y América e a British Interplanetary Society, tendo colaborado com centenas de artigos para um grande número de publicações, entre elas a britânica Spaceflight e as espanholas Muy Interessante, Quo, On-Off, Tecnología Militar, Universo e Historia y Vida. Actualmente elabora semanalmente o boletim gratuito “Noticias del Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “Noticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “NC&T Plus”, participando também na realização dos conteúdos do canal científico da página “Terra”.

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Em Órbita

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

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

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

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

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

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

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

, que é simplesmente a magnitude da mudança de velocidade.

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Em Órbita

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

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

Tem uma densidade de 1,45 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -11,0ºC e o seu ponto de ebulição a 21,0ºC. UDMH ( (CH3)2NNH2 ) – Unsymmetrical Dimethylhydrazine (Hidrazina Dimetil Assimétrica); O UDMH é um líquido altamente tóxico e volátil que absorve oxigénio e dióxido de carbono. O seu odor é ligeiramente amoniacal. É completamente miscível com a água, com combustíveis provenientes do petróleo e com o etanol. É extremamente sensível aos choques e os seus vapores são altamente inflamáveis ao contacto com o ar em concentrações de 2,5% a 95,0%. Tem uma densidade de 0,79g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a -57,0ºC e o seu ponto de ebulição a 63,0ºC. LOX – Oxigénio Líquido; O LOX é um líquido altamente puro (99,5%) e tem uma cor ligeiramente azulada, é transparente e não tem cheiro característico. Não é combustível, mas dar vigor a qualquer combustão. Apesar de ser estável, isto é resistente ao choque, a mistura do LOX com outros combustíveis torna-os altamente instáveis e sensíveis aos choques. O oxigénio gasoso pode formar misturas com os vapores provenientes dos combustíveis, misturas essas que podem explodir em contacto com a electricidade estática, chamas, descargas eléctricas ou outras fontes de ignição. O LOX é obtido a partir do ar como produto de destilação. Tem uma densidade de 1,14 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -219,0ºC e o seu ponto de ebulição a -183,0ºC. LH2 – Hidrogénio Líquido; O LH2 é um líquido em equilíbrio cuja composição é de 99,79% de para-hidrogénio e 0,21 ortohidrogénio. O LH2 é transparente e som odor característico, sendo incolor na fase gasosa. Não sendo tóxico, é um líquido altamente inflamável. O LH2 é um bi-produto da refinação do petróleo e oxidação parcial do fuelóleo daí resultante. O hidrogénio gasoso é purificado em 99,999% e posteriormente liquidificado na presença de óxidos metálicos paramagnéticos. Os óxidos metálicos catalisam a transformação orto-para do hidrogénio (o hidrogénio recém catalisado consiste numa mistura orto-para de 3:1 e não pode ser armazenada devido ao calor exotérmico da conversão). Tem uma densidade de 0,07 g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a 259,0ºC e o seu ponto de ebulição a -253,0ºC. NH4ClO4 – Perclorato de Amónia; O NH4ClO4 é um sal sólido branco do ácido perclorato e tal como outros percloratos, é um potente oxidante. A sua produção é feita a partir da reacção entre a amónia e ácido perclorato ou por composição entre o sal de amónia e o perclorato de sódio. Cristaliza em romboedros incolores com uma densidade relativa de 1,95. É o menos solúvel de todos os sais de amónia. Decompõe-se antes da fusão. Quando ingerido pode causar irritação gastrointestinal e a sua inalação causa irritação do tracto respiratório ou edemas pulmonares. Quando em contacto com a pele ou com os olhos pode causar irritação.

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