China realiza o último lançamento orbital de 2015



GF-4 3

A China levou a cabo o último lançamento orbital de 2015 ao colocar em órbita geostacionária um satélite de detecção remota que irá observar a Terra em alta resolução.

O lançamento do satélite GF-4 Gaofen-4 teve lugar às 1604:04,262UTC do dia 28 de Dezembro de 2015 e foi levado a cabo por um foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B/G2 a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites de Xixhang, província de Sichuan.

Segundo informações das autoridades espaciais Chinesas, todas as fases do lançamento decorreram sem problemas.

O Gaofen-4 (高分四号) é o primeiro satélite Chinês de detecção remota a ser colocado na órbita geostacionária e está equipado com um sistema de observação óptica e infravermelho com um sistema óptico comum. O satélite estará estacionário a 105,6º longitude Oeste.

A resolução óptica é superior a 50 metros, enquanto que a resolução em infravermelho é superior a 400 metros. O GF-4 pode fornecer imagens com uma área de 7.000 km × 7.000 km com imagens detalhadas com uma área de 400 km x 400 km, e uma capacidade para alta resolução temporal de detecção remota ao nível do minuto. No lançamento, o satélite tinha uma massa de 4.600 kg e deverá estar operacional durante 8 anos.

GF-4 2O satélite combina a capacidade de uma resolução temporal extremamente elevada com uma alta resolução espacial, características óptimas que têm várias aplicações tais como monitorização de desastres, observação meteorológica, agricultura, segurança nacional, etc.

Em Maio de 2010, a China iniciou oficialmente o desenvolvimento do China High-Resolution Earth Observation System (CHEOS), que foi estabelecido como um dos maiores projectos científicos e tecnológicos. O Earth Observation System and Data Center of China National Space Administration (EOSDC-CNSA) é responsável pela organização do CHEOS.

Em Março de 2010 é estabelecido o Earth Observation System and Data Center que é principalmente responsável pela organização e implementação, bem como da gestão do CHEOS. É também responsável pela aplicação de serviços de observação da Terra, desenvolvimento comercial, consultoria tecnológica e cooperação internacional na área. 

Ao seguir um arranjo de observação integral a partir do espaço, do ar e do solo, o CHEOS desenvolve um sistema espacial, um sistema quase espacial, um sistema aéreo, um sistema no solo e um sistema de aplicação como um todo para assim materializar a observação da Terra em altas resoluções temporais, espaciais e espectrais. Assim, são cumpridas as demandas estratégicas do desenvolvimento económico nacional da China e do seu progresso social.

O plano inicial previa o lançamento de cinco satélites. O GF-1 Gaofen-1 foi baseado na plataforma CAST2000 e está configurado para a obtenção de imagens com uma resolução pancromática de 2 metros e uma resolução multi-espectral de 8 metros, tendo também uma câmara de resolução médio multi-espectral de 16 metros. O satélite permite a integração de imagens com uma resolução espacial média e elevada, com uma grande área de varrimento. O seu tempo de vida é de cinco anos, tendo sido colocado em órbita a 26 de Abril de 2013.

O satélite GF-2 Gaofen-2 é baseado na plataforma CS-L3000A e está equipado com uma câmara com uma resolução pancromática de 1 metro e uma resolução multi-espectral de 4 metros. O seu tempo de vida útil é de cinco anos e foi colocado em órbita a 19 de Agosto de 2014.

O GF-3 Gaofen-3 é baseado na plataforma CS-L3000B e está equipado com um radar SAR multi-polarizado em banda-C com uma resolução inferior a 1 metro. O seu tempo de vida útil é de 8 anos e será colocado em órbita em 2016, tal como o satélite GF-5 Gaofen-5 que é baseado na plataforma SAST5000B. Este satélite está configurado com cinco cargas de observação, incluindo uma câmara de luz visível e de onda custa hiper-espectral, um sistema de observação espectral, um detector de gases causadores do efeito de estufa, um detector infravermelho de ambiente atmosférico com uma resolução espectral muito elevada, um espectrómetro de absorção diferencial para a detecção de gases atmosféricos e um detector polarizador de multi-ângulo.

Para além destes satélites, a China lançou outros dois satélites na série Gaofen. O satélite GF-8 Gaofen-8 foi colocado em órbita a 26 de Junho de 2015, enquanto que o GF-9 Gaofen-9 foi colocado em órbita a 14 de Setembro de 2015. O GF-8 foi desenvolvido pela China Aerospace Science and Technology Corporation (CASC) e faz parte do um programa civil cujo objectivo é facilitar a observação do clima, proporcionar uma melhor resposta a desastres naturais e humanos, facilitar a precisão no mapeamento de agricultura, planeamento urbano e desenho de redes. O GF-9 é possivelmente uma versão civil do satélite Yaogan Weixing-2 (Jianbing-6), proporcionando imagens com uma resolução GF-4 4óptica inferior a 1 metro que serão utilizadas para o planeamento urbano, desenho de vias de comunicação, determinação do uso de terras, etc.

Sequência de voo

A sequência típica de voo do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B/G2 vê o lançador a manobrar para o seu azimute de voo 10 segundos após abandonar a plataforma de lançamento. Os propulsores laterais de combustível líquidos terminam a sua queima 2 minutos e 7 segundos após a ignição, separando-se do primeiro estágio 1 segundo mais tarde. O final da ignição do primeiro estágio ocorre a 1 minuto e 25 segundos de voo.

A separação entre o primeiro e o segundo estágio tem lugar a 1 minuto e 26 segundos de voo, seguindo-se a separação das duas metades da carenagem de protecção a T+13m 35s. O final da queima do segundo estágio ocorre a 326 segundos de voo, seguindo-se o final da queima dos motores vernier (ou de estabilização) 15 segundos mais tarde.

A separação entre o segundo e o terceiro estágio e a ignição do terceiro estágio ocorrem 1 segundos após o final da queima dos motores vernier do segundo estágio. A primeira queima do terceiro estágio tem uma duração de 4 minutos e 44 segundos.

Após o final da primeira do terceiro estágio, segue-se uma fase não propulsiva numa órbita de parqueamento que termina a T+20m 58s com o terceiro estágio a iniciar a sua segunda queima. Esta terá uma duração de 179 segundos. No final da segunda queima do terceiro estágio, o lançador inicia uma manobra de ajustamento de velocidade após analisar os parâmetros de voo. A separação do satélite usualmente ocorre a T+25m 38s, utilizando posteriormente os seus próprios meios de propulsão para atingir a sua órbita operacional. 

O foguetão lançador CZ-3B Chang Zheng-3B/G2

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.

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.

CZ-3BEmOrbita 1

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.

CZ-3BEmOrbita 2

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

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

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

CZ-3BEmOrbita 3

CZ-3BEmOrbita 4

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.

CZ-3BEmOrbita 5CZ-3BEmOrbita 6CZ-3BEmOrbita 7

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.

CZ-3BEmOrbita 9

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.

CZ-3BEmOrbita 10CZ-3BEmOrbita 11

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:

CZ-3BEmOrbita 12

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.

CZ-3BEmOrbita 13

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.

Untitled-21

O Complexo de Lançamento

O complexo de lançamento LC2 para o foguetão Chang Zheng-3B no Centro de Lançamento de Satélites em Xichang, inclui a plataforma de lançamento, torre de serviço, torre umbilical, 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.

CZ-3BEmOrbita 14

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.

Dados Estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5513

– Lançamento orbital com sucesso: 5161

– Lançamento orbital China: 235

– Lançamento orbital China com sucesso: 223

– Lançamento orbital desde Xichang: 93

– Lançamento orbital desde Xichang com sucesso: 91

– Lançamento orbital desde Xichang em 2015: 9

Ao se referir a ‘lançamentos com sucesso’ significa um lançamento no qual algo atingiu a órbita terrestre, o que por si só pode não implicar o sucesso do lançamento ou da missão em causa (como foi o caso do lançamento do Progress M-27M).

A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento.

2015-083 1

2015-083 2

Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 29,8% foram realizados pela Rússia; 22,6% pela China; 21,4% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 14,3% pela Arianespace; 6,0% pela Índia; 4,8% pelo Japão e 1,2% pelo Irão.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC): 

17 Jan (1842:18) – Falcon-9 v1.1 – Vandenberg AFB, SLC-4E – Jason-3

25 Jan (????:??) – Proton-M/Briz-M – Baikonur, LC200 PU-39 – Eutelsat-9B

27 Jan (????:??) – Ariane-5ECA (VA228) – CSG Kourou, ELA3 – Intelsat-29E (EpicNG)

?? Jan (????:??) – PSLV-C31 (PSLV-XL) – Satish Dawan SHAR, FLP – IRNSS-1E

?? Jan (????:??) – 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat-M (Г15000-030/???) – GIK-1 Plesetsk, LC43/4 – Glonass-M n.º 51

Deixe um comentário