China lança Zhongxing-2D no primeiro lançamento orbital de 2019

No primeiro lançamento orbital de 2019, a China lançou um novo satélite militar de comunicações. O satélite ZX-2D Zhongxing-2D (também designado Chinasat-2D) foi lançado às 1711:04:838UTC do dia 10 de Janeiro de 2019 a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang, província de Sichuan. O lançamento foi levado a cabo pelo foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B/G3 (Y56).

Vindo de um ano recorde no qual levou a cabo 39 lançamentos orbitais, dos quais apenas um fracassou, a China prevê nesta altura levar a cabo cerca de 40 lançamentos em 2019. Destes lançamentos, 17 deverão ter lugar desde Jiuquan, 12 desde Xichang, 10 desde Taiyuan e 1 será um lançamento a partir de uma plataforma marítima.


 

 

O Zhongxing-2D é o terceiro satélite da segunda geração de satélites militares de comunicações geostacionários ST Shentong.

A China utiliza dois tipos de satélites para as suas comunicações militares: os satélites FH Fenghuo e ST Shentong. A série de satélites Fenghuo é utilizada para comunicações militares tácticas, fornecendo comunicações seguras ao nível da transmissão de dados e voz para as forças militares Chinesas. Actualmente a China opera a segunda geração de satélites Fenghuo (Fenghuo-2) baseada na plataforma Dongfanghong-4 (DFH-4), com o primeiro satélite da série – o ZX-1A Zhongxing-1A (37804 2011-047A) – a ser lançado às 1333UTC do dia 18 de Setembro de 2011 pelo foguetão Chang Zheng-3B (Y16).

Os satélites militares de comunicações geostacionários ST Shentong são operados pelo Exército de Libertação do Povo e o seu objectivo é o fornecimento de comunicações seguras ao nível de dados e voz para os utilizadores no solo em banda-Ku. A primeira geração de satélites Shentong eram baseados na plataforma Dongfanghong-3 (DFH-3) desenvolvida pela Academia Chinesa de Tecnologia Espacial e tendo uma carga mais pesada com maior fiabilidade e um aumento no fornecimento de energia. O primeiro satélite Shentong foi o ZX-20 Zhongxing-20 (Chinasat-20) lançado a 14 de Novembro de 2003, utilizando um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A. O ZX-20A Zhongxing-20A foi o segundo satélite da primeira geração de satélites Shentong lançado a 24 de Novembro de 2010, também utilizando um foguetão Chang Zheng-3A.

O satélite ZX-2A Zhongxing-2A ‘Chinasat-2A (38352 2012-028A) – lançado a 26 de Maio de 2012 (1556:04,241UTC) utilizando o foguetão Chang Zheng-3B/G3 (Y17) – foi o primeiro satélite da segunda geração de satélites Shentong que é baseada na plataforma DFH-4, segundo-se o satélite ZX-2C Zhongxing-2C ‘Chinasat-2C (41021 2015-063A) lançado a 3 de Novembro de 2015 (1625:04,238UTC) pelo foguetão Chang Zheng-3B/G2 (Y34).

A plataforma DFH-4 é uma plataforma de comunicações da nova geração, mantendo a grande capacidade de potência de transmissão e capacidade de comunicação ao nível das plataforma de satélites comercializadas internacionalmente. A plataforma pode ser utilizada em satélites de comunicações de alta potência, satélites de comunicações de transmissão directa de alta potência, satélites de transmissão de dados, satélites de comunicações regionais, etc. A plataforma é composta por um módulo de propulsão, um módulo de serviço e asas solares para o fornecimento de energia. Tem uma capacidade de carga de 588 kg e um fornecimento de energia de 10,5 kW no final da sua vida útil. O seu tempo de vida operacional é de 15 anos e a sua fiabilidade no final da sua vida útil é de 78%.

Baseada em princípios de versatilidade, expandibilidade, prontidão, e tecnologia testada e provada, a plataforma DFH atinge um nível avançado para cumprir as necessidades dos mercados internacionais e regionais.

Vários satélites já utilizaram esta plataforma, tais como o Xinnuo-2 ‘Sinosat-2’ (falha na abertura dos painéis solares), NIGCOMSAT-1 (falha nos painéis solares), VENESAT-1 ‘Simon Bolivar’, ZX-6A Zhingxing-6A ‘Chinasat-6A’, ZX-10 Zhongxing-10 ‘Chinasat-10’, Paksat-1R, ZX-1A Zhongxing-1A ‘Chinasat-1A’, NIGCOMSAT-1R, ZX-2A Zhongxing-2A ‘Chinasat-2A’, ZX-11 Zhongxing-11 ‘Chinasat-11’, Tupac Katari ‘TKSat-1’, APStar-9/MySat-1 e outros.

O foguetão lançador CZ-3B Chang Zheng-3B/G3

O foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B (长征三号乙火箭) representa uma evolução em relação ao lançador orbital CZ-3A Chang Zheng-3A (长征三号甲火箭), sendo um dos veículos mais potentes disponíveis pela China. É um lançador a três estágios auxiliados por quatro propulsores laterais de combustível hipergólico, possuindo uma grande capacidade de carga para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona utilizando para tal tanques de propolente mais largos e uma maior ogiva. Na versão CZ-3B/G2, o lançador tem os seus propulsores laterais bem como o primeiro estágios alongados, permitindo o transporte de uma maior quantidade de prepolentes. Na versão CZ-3B/G3Z, o terceiro estágio do lançador tem o seu desempenho melhorado para missões lunares ou interplanetárias.

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

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

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

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

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

O estágio superior Yuanzheng-1 (“Expeditção-1″) utiliza um pequeno motor com uma força de 6,5 kN que consome UDMH/N2O4 com um impulso específico de 3,092 km/s. O estágio superior é capaz de levar a cabo duas queimas, tendo um tempo de vida de 6,5 horas e é capaz de atingir várias altitudes orbitais.

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

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

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

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

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

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Durante a fase de voo do CZ-3B Chang Zheng-3B existem cinco eventos de separação: a separação dos quatro propulsores laterais, a separação entre o segundo e o primeiro estágio, a separação entre o segundo e o terceiro estágio, a separação da carenagem e a separação entre a carga e o terceiro estágio: 1) Separação dos propulsores – os propulsores laterais estão acoplados ao primeiro estágio por três piromecanismos localizados na secção frontal e por mecanismos de separação na secção posterior. Quatro pequenos foguetões geram forças de separação para o exterior após a abertura simultânea dos mecanismos de separação; 2) Separação entre o primeiro e o segundo estágio – a CZ-3BEmOrbita 8separação entre o primeiro e o segundo estágio é uma separação a quente, isto é o segundo estágio entra em ignição em primeiro lugar e depois o primeiro estágio é separado com a força dos gases de exaustão após o accionamento de 14 parafusos explosivos; 3) Separação entre o segundo e o terceiro estágio – a separação entre o segundo e o terceiro estágio é uma separação a frio. Os parafusos explosivos são accionados em primeiro lugar e depois pequenos retro-foguetões no segundo estágio são accionados para gerar a força de separação; 4) Separação da carenagem – durante a separação da carenagem, os parafusos explosivos que ligam a carenagem e o terceiro estágio são accionados em primeiro lugar e depois todos os dispositivos pirotécnicos que ligam as duas metades da carenagem são accionados, com a carenagem a ser separada longitudinalmente. A carenagem volta-se para fora apoiada em dobradiças devido à força exercida por molas; 5) Separação entre a carga e o terceiro estágio – a carga está fixa com o lançador ao longo de uma banda de fixação. Após a separação, a carga é empurrada pela acção de molas.

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

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

Missões que podem ser realizadas pelo CZ-3B

O foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B é um veículo potente e versátil que é capaz de levar a cabo as seguintes missões: Transportar cargas para órbitas de transferência para a órbita geossíncrona (GTO). Esta será a função primária do CZ-3B e o objectivo da sua concepção. Após a separação do CZ-3B, o satélite irá transferir-se da órbita GTO para a órbita geossíncrona GEO). Esta é a órbita operacional na qual o período orbital do satélite coincide com o período de rotação da Terra, 24 horas, e o plano orbital coincide com o plano do equador (ver figura em baixo); Injectar cargas numa órbita terrestre baixa (LEO) localizada abaixo de uma altitude média de 2.000 km; Injectar cargas em órbitas sincronizadas com o Sol (SSO). O plano destas órbitas encontra-se ao longo da direcção de rotação do eixo de rotação da Terra ou aponta para a rotação da Terra em torno do Sol. A velocidade angular do satélite é igual à velocidade angular média da Terra em torno do Sol; Lançar sondas espaciais para lá do campo gravitacional da Terra.

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Performance do CZ-3B Chang Zheng-3B

O primeiro lançamento do CZ-3B teve lugar a 14 de Fevereiro de 1996 (1901UTC) quando o veículo Y1 tentou colocar em órbita o satélite Intelsat-708. Infelizmente o lançamento levado a cabo desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang não foi bem sucedido devido a um problema no sistema de orientação do lançador que acabou por se despenhar 22 segundos após abandonar a plataforma de lançamento LC2, matando ou ferindo 59 pessoas.

Mais recentemente foi introduzida uma versão melhorada do CZ-3B com capacidade de carga GTO para os 5.500 kg. O CZ-3B/G2 (também designado CZ-3B/E) tem basicamente a mesma configuração do CZ-3B exceptuando um estágio central mais alargado. O primeiro voo do CZ-3B/G2 teve lugar a 13 de Maio de 2007 e agora é a versão standard do lançador em utilização.

Descrição da missão do CZ-3B

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

A discussão da performance do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B é baseada na assumpção de que o veículo é lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang tendo em conta as limitações relevantes no que diz respeito à segurança e requerimentos de rastreio a partir do solo; tem-se em conta que o azimute de lançamento é de 97,5º; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação não estão incluídas na massa da carga; o terceiro estágio do CZ-3B transporta a quantidade suficiente de propolente para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade superior a 99,73%; por altura da separação da carenagem de protecção o fluxo aerodinâmico é inferior a 1.135 W/m2; e os valores das altitudes orbitais são determinados em relação a uma Terra esférica com um raio de 6.378 km.

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As carenagens do CZ-3B

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

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

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

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

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

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A carenagem 4000F tem uma altura de 9,561 metros e suporta as interfaces de carga 937B, 1194, 1194A e 1666. A carenagem 4200F tem uma altura de 9.777 metros e suporta as interfaces de carga 1194A e 1666, tal como a carenagem 4200F que tem uma altura de 9,381 metros. A carenagem 3700Z tem um diâmetro externo de 3,700 metros, uma altura de 10,796 metros e é utilizada para os lançamentos duplos no CZ-3B, suportando os suporta as interfaces de carga 1194 e 1194A.

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O volume estático da carenagem é a limitação física das dimensões máximas da configuração da carga a transportar. O volume estático é determinado pela consideração das deformações estimadas a nível dinâmico e estático do conjunto carenagem / carga por uma variedade de interferências durante o voo. Os volumes variam com diferentes tipos de carenagem e adaptadores de carga. Pode-se permitir que algumas saliências na carga possam exceder o volume estático máximo (F3650 ou F3850) da secção cilíndrica da carenagem.

As estruturas das carenagens referidas são muito similares. Consistem numa abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e uma secção cónica invertida. A abóbada é um corpo semi-esférico com um raio de 1 metros, uma altura de 0,661 metros e um diâmetro de base de 1,890 metros. Consiste numa concha abobadada, um anel de base, um anel em encapsulamento e reforços.

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

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

A estrutura da secção cilíndrica é idêntica à da secção bicónica, isto é tem uma constituição em favos de mel de alumínio. Existem duas entradas de ar condicionado na parte superior da secção cilíndrica e 10 saídas de exaustão com uma área total de 191 cm2 na parte inferior.

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

A superfície exterior da carenagem, especialmente a superfície da abóbada e da secção bicónica, sofre um aquecimento devido à corrente de ar a alta velocidade durante o lançamento. Deste modo, são adoptadas medidas que evitam o aquecimento para garantir que a temperatura na superfície interior seja inferior a 80ºC.

A superfície exterior da secção bicónica e da secção cilíndrica são cobertas por um painel de cortiça especial. O painel na secção bicónica tem uma espessura de 1,2 mm e na secção cilíndrica tem uma espessura de 1,0 mm.

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

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

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

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

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

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

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O Complexo de Lançamento

Os complexos de lançamento para os foguetões Chang Zheng-3B no Centro de Lançamento de Satélites em Xichang, incluem as plataformas de lançamento, torres de serviço, torres umbilicais, centro de controlo de lançamento, sistemas de abastecimento, sistemas de fornecimento de gás, sistemas de fornecimento de energia, torres de protecção contra relâmpagos, etc. Um desenho esquemático do complexo de lançamento em Xichang é apresentado na figura seguinte.

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A torre de serviço é composta pela torre do guindaste, equipamento movível, plataformas, elevadores, sistema de distribuição e fornecimento de energia, condutas de abastecimento para armazenamento do propolente, detectores de incêndio e extintores. Esta torre tem uma altura de 90,60 metros. No topo da torre existem dois guindastes. A altura de levantamento efectiva é de 85 metros. A capacidade de carga é de 20.000 kg (guincho principal) e 10.000 kg (guincho suplente). Existem dois elevadores (com uma capacidade de 2.000 kg) para a elevação de pessoal e equipamentos. A torre tem plataformas para operações de verificação e operações de teste do foguetão lançador e da sua carga. A parte superior da torre é uma área limpa com ambiente controlado. O nível de limpeza é de Classe 100.000 e as temperaturas na área de operação do satélite encontram-se entre os 15 ºC e os 25 ºC. A acoplagem entre a carga e o veículo lançador, teste do satélite, encapsulamento da carenagem e outras actividades são levadas a cabo nesta área. Um guindaste superior telescópico está equipado para levar a cabo estas operações. Este guindaste pode rodar num ângulo de 180º e a sua capacidade é de 8.000 kg.

CZ-3BEmOrbita 15Na torre de serviço, a Sala 812 é exclusivamente preparada para a carga. No seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz UPS (Fase 120V, 5kW). A resistência é menos de 1W. A área desta sala é de 8 m2. Para além de um sistema de hidratação, a torre de serviço está também equipada com pó extintor e extintores 1211.

A torre umbilical serve para fornecer ligações eléctricas, condutas de gás, condutas líquidas, bem como as ligações para o satélite e para o foguetão lançador. A torre tem um sistema de braço amovível, plataformas e condutas de abastecimento criogénico. O abastecimento do lançador é levado a cabo através das condutas criogénicas. A torre umbilical também está equipada com sistemas de ar condicionado para a carga e carenagem, um sistema RF, sistemas de comunicações, plataformas rotativas, sistemas de extinção de incêndios, etc. Os cabos de fornecimento de energia são conectados ao satélite e ao lançador através desta torre umbilical. As condutas do ar condicionado são ligadas à carenagem também através desta torre para fornecer ar limpo. A limpeza do ar condicionado é de Classe 100.000 e a temperatura encontra-se entre os 15ºC e os 25ºC, com uma humidade entre 35% e 55%. A Sala 722 da torre umbilical é exclusivamente preparada para a carga. A sua área é de 8m2 e no seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz/50Hz UPS (Fase 120V/220V/15A). A resistência é menos de 1W.

Centro de Controlo de Lançamento

O Centro de Controlo de Lançamento (CCL) é uma estrutura em fortim capaz de resistir a uma explosão violenta. As operações levadas a cabo na torre (tais como testes antes do lançamento, abastecimento, operações de lançamento) do foguetão lançador são controladas desde o CCL. O controlo de lançamento do satélite também pode ser levado a cabo no CCL. A sua área de construção é de 1.000 m2.

O CCL inclui as salas de teste do veículo lançador, salas de teste dos satélites, sala de controlo de abastecimento, sala de controlo de lançamento, sala de informação para o director de missão, sistema de ar condicionado, passagens de evacuação, etc. Todo o CCL recebe ar condicionado.

Existem duas salas para o teste dos satélites e cada uma tem uma área de 48,6 m2. a temperatura no interior das salas é de 20ºC com variação máxima e mínima de 5ºC. A humidade relativa é de 75%. Em cada sala existem painéis de distribuição de energia 380V/220V, 50Hz e 120V/220V, 60Hz. A resistência é menos de 1W. O satélite é conectado com o equipamento de controlo no interior da sala de teste através de cabos umbilicais.

Estão disponíveis no interior das salas sistemas de telefone e de monitorização, bem como na torre e nos restantes locais.

Centro de Controlo e Comando da Missão

O Centro de Controlo e Comando da Missão (CCCM) está localizado a 7 km do local de lançamento. Todo o edifício inclui duas partes: uma é a zona de comando e controlo e a outra é a zona de computação. A zona de comando e controlo consiste em duas áreas: a área de comando e a área de segurança. Em torno da primeira zona encontram-se salas de operação e escritórios. Existem uma sala de visitas no segundo andar e os visitantes podem observar o lançamento em ecrãs de televisão. Existem sistemas de televisão por cabo parta os visitantes.

O CCCM possui um sistema de computadores a funcionar em tempo real; um sistema de comando e controlo; levar a cabo a monitorização e fornecimento de controlo, computadores sistemas de conversão D/A e A/D, sistemas de televisão, sistemas de gravação de dados e sistemas de telecomando; sistemas de comunicação, sistemas de temporização e transmissão de dados, e equipamento de impressão e revelação de filme. O CCCM tem como funções comandar todas as operações das estações de rastreio e monitorizar a performance e estado do equipamento, levar a cabo o controlo de segurança após o lançamento, obter informações sobre os parâmetros de localização do lançador a partir de estações e processar estes dados em tempo real, fornecer a aquisição e obter dados para as estações de rastreio e para o Centro de Controlo de Satélites em Xi’an, fornecer informações à equipa de controlo e levar a cabo o processamento de dados após a missão.

Centro de Controlo, Telemetria e Detecção

O Centro de Controlo, Telemetria e Detecção (CCTD) do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang e o CCTD do Centro de Controlo de Satélites de Xi’an, formam uma rede de Controlo, Telemetria e Detecção para cada missão. O CCTD do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang consiste na estação de rastreio de Xichang, na estação de rastreio de Yibin e na estação de rastreio de Guiyang. O CCTD do Centro de Controlo de Satélites de Xi’an consiste na estação de rastreio de Weinan, na estação de rastreio de Xiamen e nos navios de instrumentação.

O Centro de rastreio de Xichang inclui equipamentos ópticos, radar, telemetria e telecomando. É responsável pela medição e processamento dos dados de voo do foguetão lançador e também pelo controlo da zona de segurança. Os dados recebidos e gravados pelo sistema do CCTD são utilizados para o processamento e análise após a missão.

As principais funções do CCTD são o registo dos dados iniciais de voo em tempo real, medição da trajectória do veículo lançador; recepção, gravação, transmissão e processamento dos dados e telemetria do foguetão lançador e do satélite; tomar decisões relativas à segurança; e computar o estado de separação entre o satélite e o lançador e respectivos parâmetros de injecção.

Após o lançamento o foguetão é imediatamente seguido pelo equipamento óptico, de telemetria e por radares em torno do local de lançamento. Os dados recebidos são enviado para CCCM. Estes dados serão inicialmente processados e enviados para as estações respectivas. Os computadores das estações recebem estes dados e levam a cabo a conversão de coordenadas, utilizando esses dados como dados para orientar o sistema do CCTD para obter e seguir o alvo.

Após a detecção do alvo, os dados medidos são enviados para os computadores na estação e para o CCCM para serem processados. Estes dados processados são utilizados para o controlo da segurança do voo. Os resultados das computações são enviados para o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang e para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an em tempo real através de linhas de transmissão de dados.

Em caso de falha durante as fases de voo do primeiro ou segundo estágio, o oficial de segurança tomará uma decisão tendo por base os critérios de segurança.

A injecção orbital da carga é detectada pelos navios de rastreio e enviada para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an. Os resultados são enviados para o CCCM de Xichang para processamento e monitorização.

O Centro de Lançamento de Satélites de Xichang

O Centro de Lançamento de Satélites de Xichang é um dos polígonos de lançamentos espaciais da China para missões de lançamento geostacionário e exploração lunar. Estando operacional desde Abril de 1984, o centro de lançamento foi utilizado desde então pela família de lançadores CZ-3, e pelos lançadores CZ-2C e CZ-2E nas suas duas plataformas de lançamento. Como outros locais de lançamento espacial na China, Xichang também está sob a jurisdição militar, conhecida como a Base de Treino e Teste Exército de Libertação do Povo n.º 27 na sua designação militar.

O centro de lançamento está localizado a 28 ° 14 ‘N 102 ° 02’ E, num vale a aproximadamente 85 km a noroeste da cidade de Xichang, na província de Sichuan. É de clima subtropical típico, com temperatura média anual de 16ºC e vento suave. O complexo de lançamento é composto por duas plataformas de lançamento, uma torre de serviço móvel e uma área técnica para abastecimento e verificação de veículos. Outras instalações incluem a sede, o centro de comunicações, o centro de controle de lançamento e três estações de rastreito.

O Aeroporto de Xichang está localizado nos subúrbios ao norte de Xichang, com uma pista de 3.600 m capaz de aceitar grandes aeronaves de carga, como Boeing 747 e An-124. Existe uma linha férrea dedicada e estradas que ligam o centro de lançamentos com a ferrovia Chengdu-Kunming e a auto-estrada Sichuan-Yunnan. Os lançadores são transportados em segmentos através da linha ferroviária directamente para as instalações de processamento de veículos na área técnica. O edifício de processamento tem a capacidade de montar e testar um veículo de lançamento enquanto armazena outro ao mesmo tempo.

A ideia de um local de lançamento espacial dedicado no sul da China nasceu no final dos anos 60, no contexto do agravamento das relações e de uma guerra iminente com a União Soviética. Preocupados com a segurança dos mísseis existentes e das instalações de lançamento espacial na Mongólia Interior (Jiuquan), que fica a apenas algumas centenas de quilómetros das fronteiras do Norte, os planeadores militares chineses decidiram construir um novo local de lançamento para as missões espaciais tripuladas e não tripuladas em montanhas profundas do Sul da China. Após o levantamento de 81 locais localizados em 25 regiões de nove províncias foram examinados, a equipa de pesquisa finalmente seleccionou um vale de montanha chamado Songlin, perto de Xichang.

A construção do novo local de lançamento começou no Inverno de 1970 sob o nome de código “Project 7210”. Parte das instalações, incluindo os armazéns de propulsores, foram construídas em cavernas subterrâneas e montanhosas para evitar a detecção pelos inimigos. Originalmente, um único complexo de lançamento (LC1) foi planeado para suportar o lançamento da cápsula tripulada Shuguang-1 (Projecto 714). A construção do local de lançamento parou em meados da década de 1970, após o cancelamento do programa tripulado, e só foi retomada em 1978, quando foi tomada a decisão de lançar o satélite de comunicações geoestacionario DFH-2 (Projecto 331) a partir de Xichang.

O Complexo de Lançamento 3 (LC3) entrou em operação em 1983 e o primeiro lançamento com um foguetão CZ-3 ocorreu a 8 de Abril de 1984. Um total de quatro satélites DFH-2 foram colocados com sucesso na órbita geostacionária entre 1986 e 1990. Para apoiar o lançamento de veículos de lançamento mais pesados, o Complexo de Lançamento 2 (LC2) foi adicionado em 1990, com o primeiro lançamento usando um veículo de lançamento CZ-2E em 16 de Julho de 1990.

O centro de lançamento de Xichang foi desclassificado em termos militares em 1984 e foi usado para fornecer serviços de lançamento comerciais para clientes estrangeiros usando foguetões chineses durante os anos 90. No entanto, esses lançamentos sofreram várias falhas de alto perfil. O acidente mais fatal ocorreu a 15 de Fevereiro de 1996, quando um veículo de lançamento CZ-3B se desviou da trajectória e atingiu uma colina a 1.200 m da plataforma de lançamento logo após a descolagem, destruindo sua carga (o satélite Intelsat-708). A violenta explosão do foguetão matou seis pessoas e feriu outras 57 e também destruiu mais de 80 prédios numa aldeia próxima.

Em 2004, Xichang recebeu uma revisão de modernização que incluiu 25 modificações nos seus sistemas de lançamento, telemetria e rastreio, comunicações, meteorologia e suporte logístico, a fim de apoiar o programa robótico lunar. A LC3 foi completamente demolida e reconstruída.

Em 2010, a China anunciou seu plano para construir um novo polígono de lançamentos para missões geostacionárias e planetárias na ilha de Hainan. Depois do Centro de Lançamento Espacial de Wenchang se tornar operacional, as actividades de lançamento desde Xichang diminuirão gradualmente, e o centro tornar-se-á um centro de apoio e será apenas utilizado para missões militares.

Os Complexos de Lançamento

No Centro de Lançamento de Satélites de Xichang existem dois complexos de lançamento designados LC2 e LC3.

O Complexo de Lançamento 3 é composto por uma torre umbilical fixa com braços oscilantes, uma mesa de lançamento de aço e um orifício de aterramento de formato arredondado que leva a um único deflector de chamas em cimento armado. O veículo de lançamento é montado verticalmente no bloco, usando um guindaste no topo da torre umbilical para içar cada estágio e a carga no local. O veículo de lançamento é verificado na vertical no bloco, abastecido e depois lançado. O é capaz de suportar todas as variantes da família de veículos de lançamento CZ-3.

O Complexo de Lançamento 2 possui uma torre umbilical estruturada em aço que fornece suprimento de gás, líquido e electricidade para o lançador durante o procedimento final de verificação. O ar limpo com ar condicionado do nível de limpeza classe 100.000 é continuamente alimentado na carga útil até 30 segundos antes do lançamento. A torre possui plataformas giratórias e braços oscilantes para permitir o acesso ao lançador. Uma “sala limpa” com ar condicionado está localizada no topo da torre para operações de check-out por satélite. O veículo de lançamento fica numa plataforma de lançador fixa, abaixo da qual existe orifício redondo que leva a um único deflector de chamas em cimento armado.

Dados estatísticos e próximos lançamentos

A partir de 2019 os lançamentos da SpaceX estão contabilizados nos lançamentos dos Estados Unidos. O total de lançamentos orbitais tem por base os dados conhecidos até ao momento sobre as actividades secretas tanto de Israel, como da Coreia do Norte e do Irão.

– Lançamento orbital: 5805

– Lançamento orbital China: 316 (5,44%)

– Lançamento orbital desde Xichang: 126 (2,17% – 39,87%)

Os quadro seguinte mostra os lançamentos previstos para 2019 por polígono de lançamento.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

5806 – 11 Jan (1531:00) – Falcon-9 (B1049.2) – Vandenberg AFB, SLC-4E – Iridium-NEXT (167), Iridium-NEXT (168), Iridium-NEXT (169), Iridium-NEXT (170), Iridium-NEXT (171), Iridium-NEXT (172), Iridium-NEXT (173), Iridium-NEXT (175), Iridium-NEXT (176), Iridium-NEXT (180)

5807 – 15 Jan (????:??) – PSLV-C44 – Satish Dawan SHAR, FLP – EMISat, Microsat-R

5808 – 17 Jan (0050:20) – Epsilon-2CLPS (ε-4) – Uchinoura (Kagoshima), M – RAPIS-1, Hodoyoshi-2 (RISESAT), ALE-1, MicroDragon, OrigamiSat-1, Aoba VELOX-IV, NEXUS

5809 – 21 Jan (0330:00) – CZ-11 Chang Zheng-11 (Y6) – Jiuquan – Jilin-1 Hyperspectral 01, Jilin-1 Hyperspectral 02 ‘Wenchang Chaosun-1’

XXXX – ?? Jan (????:??) – Delta IV-Heavy (D381) – Vandenberg AFB, SLC-6 – NROL-71 (KH-11 17)

 

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