China lança três satélites desde Xichang



A China levou a cabo um novo lançamento orbital a partir do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang, província de Sichuan. O lançamento teve lugar pelas 0421UTC do dia 29 de Setembro de 2017 e foi levado a cabo pelo foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C (Y29) a partir do Complexo de lançamento LC3.

A bordo do foguetão CZ-2C encontravam-se três satélites designados YG-30-01 Yaogan Weixing-30 01 e que são descritos como sendo satélites científicos, tendo uma missão de “detecção electromagnética e tarefas técnicas relacionadas“.

Este lançamento marca o regresso da China aos lançamentos orbitais depois de dois lançamentos que resultaram na colocação na órbita errada do satélite de comunicações ZX-9A Zhongxing-9A ‘中星9A’ (Chinasat-9A) a 18 de Junho e à perda do super-satélite de comunicações SJ-18 Shijian-18 ‘实践十八号’ a 2 de Julho. Uma falha no terceiro estágio do foguetão CZ-3B/G2 Chang Zheng-3B/G2, levou a que o satélite ZX-9A fosse colocado numa órbita mais baixa do que a prevista. Eventualmente, o satélite conseguiu atingir a sua órbita geossíncrona operacional utilizando o seu próprio sistema de propulsão, mas isto custou anos de vida operacional ao ZX-9A. Por seu lado, uma falha no foguetão CZ-5 Chang Zheng-5 (Y2) levou à perda do satélite experimental SJ-18 e consequentemente ao adiamento para 2018 do lançamento da sonda lunar Chang’e-5 e de outras missões.

O foguetão Chang Zheng-2C

O desaire com o foguetão lançador Chang Zheng-2A levou a uma intervenção política de alto nível por parte das autoridades chinesas em meados dos anos 70. Em resultado, deu-se total prioridade ao controlo de qualidade no desenvolvimento dos componentes dos lançadores. Todos os sistemas eléctricos foram reforçados e realizou-se uma CZ-2C_2014-03-30_22-10-05nova campanha de testes de vibração de componentes chave do veículo no solo que teve uma duração de dez meses. As alterações ao foguetão foram tão importantes que o novo veículo recebeu uma nova designação, o CZ-2C Chang Zheng-2C (长征二号丙).

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

a) A versão básica: lançador CZ-2C a dois estágios para missões em órbitas baixas, inferiores a 500 km de altitude, e com uma capacidade de carga de 3.366 kg (altitude de 200 km, inclinação orbital de 63º em relação ao equador terrestre);

b) A versão de três estágios: lançador CZ-2C/SD, CZ-2C/SM e o veículo CZ-2C utilizado em Abril de 2004. De acordo com recentes observações, estas versões parecem compartilhar o primeiro e segundo estágio. Comparado com a versão original, o segundo estágio é mais alongado com o primeiro estágio a permanecer com o mesmo comprimento. Pode haver no entanto, mCZ-2C_2014-03-30_22-09-45elhorias nos motores utilizados nestes lançadores. As diferenças nestes veículos situam-se ao nível da utilização ou não de diferentes estágios superiores e que estágios superiores são utilizados. Uma designação alternativa para a versão de três estágios do CZ-2C é “CZ-2C Modelo 2”, denominando “CZ-2C/2” a versão de dois estágios. Estes lançadores são utilizados para colocar satélites em órbitas baixas ou órbitas sincronizadas com o Sol (polares) superiores a 500 km de altitude com uma capacidade de carga de 1.456 kg (altitude de 900 km, polar e sincronizada com o Sol).

c) CZ-2C Modelo 3 ou simplesmente “CZ-2C/3A”, pela primeira vez utilizada a 29 de Agosto de 2004 . Comparada com versões anteriores apresenta um primeiro estágio mais alongado e quatro estabilizadores aerodinâmicos colocados no fundo do primeiro estágio. O seu comprimento total é de 42 metros.

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

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Descrição técnica

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

O sistema do CZ-2C é composto pela estrutura do foguetão lançador, sistema de propulsão, sistema de controlo, sistema de telemetria, sistema de rastreio e segurança, sistema de controlo de atitude, sistema de separação, etc.

A estrutura do foguetão actua de forma a suportar as várias cargas internas e externas no lançador durante o transporte, elevação (colocação na plataforma de lançamento) e voo. A estrutura do foguetão também combina todos os subsistemas em conjunto. A estrutura do foguetão é composta pelo primeiro estágio, segundo estágio e carenagem de protecção. O primeiro estágio inclui a secção inter-estágio, tanque de oxidante, secção inter-tanque, tanque de combustível, secção de trânsito posterior, secção posterior, sistema de alimentação de propolente, etc. O segundo estágio inclui o adaptador do veículo lançador, secção de equipamento, tanque de oxidante, secção inter-tanque, tanque de combustível, sistema de alimentação de combustível, etc. o adaptador do veículo lançador liga a carga com o segundo estágio do lançador e deriva as cargas entre eles. Para o CZ-2C são fornecidos os adaptadores internacionais 937B e 1194A. A carenagem de protecção, com duas metades, é composta por uma secção abobadada, pela secção cónica frontal e secção cilíndrica.

O sistema de propulsão, incluindo motores e sistema de fornecimento / pressurização, gera a força dianteira e de controlo necessária para o voo. O primeiro estágio e o segundo estágio, utilizam propolentes armazenáveis, isto é tetróxido de azoto (N2O4) e dimetil hidrazina assimétrica (UDMH). Os tanques de propolente são pressurizados pelos sistemas de propulsão regenerativos. Existem quatro motores em paralelo no primeiro estágio. Os motores podem ser orientados em direcções tangenciais. A força de cada motor é de 740,4 kN e a força total desenvolvida é de 2.961,6 kN. Existe um motor principal e quatro motores vernier no segundo estágio, desenvolvendo uma força total de 798,1 kN. O CTS utiliza um motor de combustível sólido como motor principal e um sistema de controlo de reacção para ajustamentos de atitude. Nas páginas seguintes são mostrados os diagramas esquemáticos dos sistemas de propulsão do primeiro e do segundo estágio.

O sistema de controlo é utilizado para manter a estabilidade do voo do lançador e para levar a cabo a navegação e / ou orientação segundo o programa de voo pré-estabelecido. O sistema de controlo consiste de uma unidade de orientação, sistema de controlo de atitude, sequenciador, distribuição de energia, etc.

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

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

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

Durante a fase de voo do CZ-2C Chang Zheng-2C existem três eventos de separação: a separação entre o primeiro e o segundo estágio, a separação da carenagem e a separação entre a carga e o segundo estágio; Separação entre o primeiro e o segundo estágio – a separação entre o primeiro e o segundo estágio é uma separação a quente, isto é o segundo estágio entra em ignição em primeiro lugar e depois o primeiro estágio é separado com a força dos gases de exaustão após o accionamento de 12 parafusos explosivos; Separação da carenagem – durante a separação da carenagem, os 8 parafusos explosivos que ligam a carenagem e o segundo estágio são accionados em primeiro lugar e depois 12 parafusos que seguram as duas metades da carenagem são accionados 10 ms mais tarde, separando-a longitudinalmente. A carenagem volta-se para fora apoiada em dobradiças devido à força exercida por molas; Separação entre a carga e o segundo estágio – após o final da queima dos motores vernier, o conjunto é orientado para a atitude requerida. A carga está geralmente fixa com o lançador ao longo de uma banda de fixação ou com dispositivos explosivos não contaminantes. Após a separação, a carga é empurrada pela acção de molas. A velocidade de separação é de entre 0,5 m/s a 0,9 m/s.

Para o lançador CZ-2C/CTS existem uma separação entre o satélite e o CTS após a separação deste conjunto do segundo estágio: Separação entre a carga e o CTS – Tipicamente, os satélites estão ligados ao CTS por parafusos explosivos e molas de separação. Após o final da queima do CTS, os parafusos explosivos são detonados, libertando a carga que é empurrada pelas molas de separação.

O CTS é um estágio superior compatível com o foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C. O CTS consiste num adaptador de carga e num sistema de manobra orbital. O CZ-2C/CTS pode lançar satélites para órbitas terrestres baixas superiores a 500 km de altitude ou para órbitas sincronizadas com o Sol.

O conjunto é colocado em órbita pelos estágios inferiores do CZ-2C (apogeu entre 400 km e 2.000 km de altitude, perigeu a 200 km de altitude). O CTS entra então em ignição no apogeu e reorienta o conjunto segundo os requisitos da missão, procedendo à separação da carga em seguida. O CTS é capaz de se retirar de órbita após a separação da sua carga.

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

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

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

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

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

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

Missões que podem ser realizadas pelo CZ-2C

O foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C é um veículo capaz de colocar cargas em órbitas terrestres baixas com uma capacidade de lançamento de 3.366 kg (para uma órbita a uma altitude de 200 km e uma inclinação de 63º). Adaptado com estágios superiores distintos, o CZ-2C pode levar a cabo várias missões: Injectar cargas em órbitas terrestres baixas, que é a principal missão do CZ-2C de dois estágios; Colocar cargas em órbitas terrestres baixas ou sincronizadas com o Sol, caso esteja equipado com o CTS.

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

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Performance do CZ-2C

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

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

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

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Dados Estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5659

– Lançamento orbital China: 266

– Lançamento orbital desde Xichang: 104

 

 

Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo em 2017: 12,3% foram realizados pelos Estados Unidos (incluindo ULA – 85,7% (7) e Orbital ATK – 16,7% (1)); 14,0% (8) pela China; 22,8% (13) pela Rússia; 14,0% (8) pela Arianespace; 7,0% (4) pela Índia; 7,0% (4) pelo Japão e 22,8% (13) pela SpaceX.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

29 Set (2151:07) – Ariane-5ECA (L5100/VA239) – CSG Kourou, ELA3 – Intelsat-37e; BSat-4a

07 Out (2253:00) – Falcon-9 – CE Kennedy, LC39A – SES-11 (EchoStar 105)

09 Out (1237:00) – Falcon-9 – Vandenberg AFB, SLC-4E – Iridium Next (x10)

09 Out (2200:00) – H-2A/202 (F36) – Tanegashima, Yoshinubo LP1 – QZS-4 Michibiki-4

09 Out (????:??) – CZ-2D Chang Zheng-2D – Jiuquan, LC43/603 – VRSS-2 ‘Antonio José de Sucre’

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