Delta-IV da ULA coloca WGS-8 em órbita



A ULA (United Launch Alliance) levou a cabo o lançamento do satélite de comunicações militares WGS-8 para a Força Aérea dos Estados Unidos às 23:53:00UTC do dia 7 de Dezembro de 2016. O lançamento foi levado a cabo pelo foguetão Delta-IV-M+(5,4) (D376) a partir do Complexo de Lançamento SLC-37B do Cabo Canaveral AFS.

O satélite separa-se do ultimo estágio do foguetão lançador às 00:34UTC do dia 8 de Dezembro e irá receber a designação militar USA-272.

Este lançamento utilizou um foguetão Delta-IV-M+(5,4) com o seu primeiro estágio melhorado que foi pela primeira vez testado a 29 de Junho de 2015 no lançamento do satélite militar NROL-15 com o foguetão Delta-IV Heavy (D360). As alterações incluem modificações estruturais e um motor RS-68A melhorado. Estas alterações irão tornar-se usuais nos Delta-IV para assim se reduzir os custos operacionais.

Em Março de 2015 a ULA anunciou que irá deixar de operar os foguetões Delta-IV em favor do foguetão Atlas-V num futuro próximo e em favor do novo foguetão Vulcan que irá substituir os lançadores EELV. Os Delta-IV deverão ser operados até 2019, com a versão Heavy a ser utilizada de forma ocasional até uma alternativa ficar disponível.

Lançamento

A contagem decrescente e o lançamento decorreram sem problemas. A ignição do motor RS-68A do primeiro estágio teve lugar a T-5s e o lançamento dá-se a T=0s. A T+7s inicia-se a manobra de arfagem que coloca o lançador na trajectória e azimute de 93,46º. A zona de máxima pressão dinâmica sobre o veículo (MaxQ) ocorre a T+46,2s.

delta-iv_wgs8-2O final da queima dos propulsores laterais de combustível sólido ocorre a T+1m 31,6s, para os propulsores 3 e 4, e a T+1m 33,1s, para os propulsores 1 e 2. A separação dos propulsores n.º 1 e 2 ocorre a T+1m 40,0s, enquanto que a separação dos propulsores n.º 3 e 4 ocorre a T+1m 42,4s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 14,4s.

O final da queima do primeiro estágio tem lugar a T+3m 56,0s e a sua separação a T+4m 2,0s. A primeira ignição do segundo estágio ocorre a T+4m 15,0s, terminando a T+19m 51,8s (7). O conjunto está nesta altura numa órbita inicial na qual permanece até à segunda ignição do segundo estágio a T+29m 26,6s (8). Esta ignição termina a T+32m 33,6s (9). O satélite WGS-8 separa-se a T+41m 43,6s (10).

Os satélites WGS

delta-iv_wgs8-4Os satélites Wideband Global Satcom (WGS), anteriormente designados Wideband Global Satellite, são veículos que foram desenvolvidos para aumentar os serviços de comunicações de defesa que são proporcionados pelos satélites DSCS (Defense Satellite Communications System) e pelo Global Broadcasting Service, bem como para proporcionar uma nova capacidade de comunicações em banda Ka em apoio das forças militares norte-americanas nos diferentes teatros de guerra. Em comparação um só satélite WGS é capaz de fornecer a mesma capacidade de largura de banda que a totalidade da constelação de satélites DSCS. O novo sistema é capaz de transmitir informação entre 2,5 Gbits e 3,3 Gbits por segundo, isto é 10 vezes mais rápido do que os satélites DSCS.

A necessidade de uma grande quantidade de largura de banda tem vindo a aumentar ao longo dos anos por parte dos militares norte-americanos. Esta necessidade vai desde a transmissão de grandes quantidades de vídeo obtido pelos veículos UAV no Iraque e no Afeganistão, até a uma crescente dependência entre as altas patentes militares na tele-conferência em todo o globo.

O programa era anteriormente designado Wideband Gapfiller Satellites porque em tempos foi visto como uma capacidade interina entre os satélites DSCS e o sistema Transformational Satellite (TSAT), entretanto cancelado.

delta-iv_wgs8-1O sistema WGS é utilizado por todos os serviços militares e é baseado no modelo do satélite comercial Boeing 702. Fontes da Boeing referem que este modelo possui características que permitem ao operador detectar a presença de interferências para assim tomarem contra medidas para preservar as comunicações. Enquanto que os satélites WGS oferecem uma maior protecção contra as interferências em comparação com um satélite comercial típico, não permitem no entanto as capacidades de encriptação da informação dos satélites Milstar. A encriptação dos dados e posterior desencriptação são levadas a cabo pelos terminais terrestres. Os WGS permitem, porém, a transmissão de dados encriptados.

O sistema tem muitas aplicações proporcionando serviços essenciais de comunicações para os comandantes no terreno de combate e para as unidades tácticas e permite também o envio de mensagens tais como correio electrónico.

Para além de suplantar as comunicações em banda X (os satélites operam na zona dos 500 MHz da banda X e na zona de 1 GHz da banda Ka, encaminhando a informação numa largura de banda instantânea de 4,875 GHz) fornecidas pelos satélites DSCS, os satélites WGS adicionam a flexibilidade das comunicações em banda Ka. A capacidade de cada satélite de encaminhar as comunicações a partir de qualquer destes espectros de frequências para qualquer outro a bordo, é em si uma nova capacidade para os utilizadores militares. No passado as unidades militares tinham dificuldades quando tentavam comunicar com outras unidades utilizando diferentes sistemas. Os satélites WGS ajudam a resolver esses problemas enquanto aumentam as capacidades de todo o sistema, proporcionando uma melhor capacidade de encriptação e uma maior densidade de espectro onde se pode enviar muito mais informação.

Cada satélite pode servir cerca de vinte áreas diferentes de cobertura. Pode provar até oito ligações orientáveis e ligações em banda X formadas por antenas de transmissão / recepção, podendo também projectar dez ligações em banda Ka por parte de antenas diplexed, incluindo com antenas com polarização RF seleccionáveis.

As capacidades de transmissão de vídeo pelos satélites WGS são semelhantes às capacidades já desenvolvidas para a indústria de satélites para a transmissão DTH (Direct-To-Home). Porém, os satélites WGS proporcionam a encriptação para imagens das localizações inimigas em tempo real. Os comandantes de unidade obtêm assim um acesso de Internet seguro e tele-conferência com os seus superiores enquanto se deslocam de e para os teatros de operações.

Os satélites WGS tem uma vida útil de 14 anos, porém o primeiro WGS excedeu em muito todos os parâmetros do programa incluindo 25% mais capacidade de envio de informação (downlink) e uma maior flexibilidade de atenuação para as interferências devido às condições atmosféricas. O primeiro lançamento foi tão preciso que se espera que a vida útil do satélite seja prolongada em 7 anos, alargando o tempo médio de operação para os 19 anos.

Para além das capacidades básicas dos satélites WGS Block I, os satélites do programa WGS Block II possuem um canal para transmissões para a inteligência não tripulada aerotransportada e para aviões de vigilância e reconhecimento. Um bypass de radiofrequência será utilizado para ligar os UVA em paralelo com os dados através do principal canalizador de informação.

O aparecimento dos WGS ilustra a forma como os militares beneficiam da evolução por parte da comunidade civil em avanços tais como os utilizadores móveis, multi-transmissão de vídeo e voz nos protocolos de serviço de Internet. A aquisição no ano 2000 do negócio de satélites da Hughes Electronic’s por parte da Boeing, trouxe o que então era a maior base de clientes comerciais. Ironicamente, a evolução da indústria comercial na utilização de mais redes terrestres, tais como fibras ópticas, e o facto de os satélites comerciais terem mais tempos de vida úteis, tem vindo a reduzir a demanda anual. As vendas da Boeing para os utilizadores governamentais e militares chegaram a atingir os 90%, sendo metade deste valor relativo a missões classificadas.

Porém, a capacidade da indústria comercial no desenvolvimento de novas aplicações continua a orientar o mercado e faz com que as transferências de utilizações civis para militares sejam um elemento importante na estratégia dos contratos. Por exemplo, as comunicações de Internet, dados, voz, vídeo e aplicações multi-média de alta velocidade que a Boeing desenvolveu para o satélite Spaceway-F3 (da Hughes Network System’s) influenciaram os avanços para os satélites WGS e para o contrato TSAT (Transformational Satellite) da Boeing com a Força Aérea dos Estados Unidos.

Baseados na plataforma BSS-702, os satélites WGS têm uma massa de 5.897 kg e possuem dois conjuntos de painéis solares com uma envergadura de 48 metros. Um motor R-4D-15 é utilizado para as manobras principais e para as manobras de circularização orbital. Um sistema de propulsão eléctrico, composto por quatro propulsores iónicos XIPS-25, é utilizado para as manobras de manutenção orbital e espacial

Os satélites WGS-4, WGS-5 e WGS-6 fazem parte da segunda série (Block II). A 23 de Agosto de 2010 foi atribuído à Boeing por parte da Força Aérea dos Estados Unidos um novo contrato para iniciar o trabalho num sétimo satélite WGS (Block II Follow-On).

O foguetão Delta-IV

O foguetão Delta-IV foi o segundo veículo lançador do programa EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle) lançado pela Força Aérea dos Estados Unidos para o desenvolvimento de novos foguetões. Este veículo baseia-se numa secção central comum CBC (Common Booster Core) a várias versões do lançador: Delta-IV Small, Delta-IV Medium, Delta-IV Medium+(4.2), Delta-IV Medium+(5.2), Delta-IV Medium+(5.4) e Delta-IV Heavy. O desenvolvimento da versão Delta-IV Small foi entretanto cancelado.

delta-iv_wgs8-3O Delta-IV Medium é um lançador a dois estágios com um peso bruto de 249.500 kg, desenvolvendo 295.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 63,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com uma diâmetro de 4,0 metros) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 8.600 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 4.210 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O Delta-IV Medium+(4.2) é um modelo básico Delta-IV Medium auxiliado por dois propulsores laterais a combustível sólido. Tem um peso bruto de 292.732 kg, desenvolvendo 426.570 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 66,2 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com uma diâmetro de 4,0 metros) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 11.700 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 5.845 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Esta foi a primeira versão utilizada do Delta-4.

O Delta-IV Medium+(5.2) é um modelo básico Delta-IV Medium auxiliado por dois propulsores laterais a combustível sólido, mas possuindo uma ogiva de protecção de carga com 5,0 metros de diâmetro. Tem um peso bruto de 292.732 kg, desenvolvendo 426.570 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 10.300 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 4.640 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O Delta-IV Medium+(5.4) é um modelo semelhante Delta-IV Medium+(5.2), mas auxiliado por quatro propulsores laterais a combustível sólido. Tem um peso bruto de 404.600 kg, desenvolvendo 598.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 13.600 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 6.565 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

Finalmente, o Delta-IV Heavy tem um peso bruto de 733.400 kg, desenvolvendo 884.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 70,7 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 25.800 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 13.130 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O CBC é comum a todas as versões do Delta-4. Na base deste estágio encontra-se a secção do motor RS-68 seguido pelo tanque de hidrogénio líquido que ocupa dois terços do CBC e que é identificável desde o exterior devido à protecção térmica exercida por uma cobertura de espuma cor de laranja. Entre o tanque de hidrogénio líquido e o tanque de oxigénio líquido encontra-se o corpo central do primeiro estágio e identificável por uma banda branca logo acima da protecção do tanque de hidrogénio. O tanque de oxigénio líquido encontra-se na parte superior do primeiro estágio e é também identificável por uma cobertura em espuma cor de laranja. Como curiosidade é de referir que a Boeing tentou pintar a cobertura de espuma cor de laranja com a cor azul (“Delta Blue”) normalmente associada à herança dos lançadores Delta. Porém, os resultados não foram muito satisfatórios e decidiu-se não se gastar muito tempo nesta pequena questão. No entanto no futuro a Boeing irá se debruçar sobre esta questão tentando dar aos Delta-4 a cor que caracteriza os seus antecessores.

De forma a obter um impulso adicional durante a fase inicial do voo, os modelos Delta-IV Medium+ utilizam combinações de dois ou quatro propulsores laterais de combustível sólido. Acoplados ao primeiro estágio, estes motores são apresentados pela Alliant Techsystems como sendo de terceira geração, os seus motores são fabricados em epóxi-grafite e representam um avanço em relação aos propulsores utilizados nos Delta-2 e Delta-3. Estes motores são denominados GEM-60 pois têm 60 polegadas de diâmetro (1,52 metros). Estes propulsores têm a particularidade de possuir tubeiras que podem ser fixas ou então ser capazes de serem orientadas aumentando assim a sua eficiência.

A parte superior do Delta-IV pode variar consoante as versões. Para o Delta-IV Medium e Delta-IV Medium+ (4.2), um adaptador interestágio é utilizado para ligar fisicamente o primeiro estágio e o segundo estágio do lançador. As restantes duas versões do Delta-IV Medium+ e o Delta-IV Heavy utilizam um interestágio semelhante a um cilindro. 

O segundo estágio do Delta-4 foi utilizado por três vezes no Delta-3, no entanto no seu primeiro voo em 27 de Agosto de 1998  o veículo explodiu antes da ignição do último estágio. Na segunda missão do Delta-3 em 5 de Maio de 1999  o segundo estágio não executou uma segunda ignição como estava programado deixando numa órbita inútil o satélite de comunicações Orion-3 (25727 1999-024A). No terceiro lançamento do Delta-3 a 23 de Agosto de 2000 , o estágio superior funcionou sem qualquer problema.

A versão do segundo estágio utilizado no Delta-IV é quase idêntica à versão utilizada no Delta-3. O motor RL-10B-2, o seu módulo de equipamento e o tanque de oxigénio líquido estão colocados na zona interestágio durante o lançamento e fica exposta após a separação do primeiro estágio, Enquanto que o Delta-4 permanece na plataforma de lançamento, a zona que alberga o tanque de hidrogénio líquido do segundo estágio é identificável através da presença de uma banda cor de laranja. No total o estágio transporta 20.412,00 kg de propolente que permite um funcionamento de aproximadamente 14 minutos através de duas ignições caso se trate de uma missão para colocar um satélite em órbita geossíncrona.

O último estágio pode ver o seu diâmetro aumentado para 5 metros caso se trate das versões Medium+(5.2), Medium+(5.4) ou Heavy. Este aumento de diâmetro tem como objectivo aumentar a capacidade de transporte de propolente. O tanque de oxigénio é aumentado em meio metro no seu comprimento e o tanque de hidrogénio passa dos normais 4,0 metros de diâmetro para 5,0 metros de diâmetro. O total de combustível é aumentado para 27.216 kg, permitindo assim um aumento de aproximadamente 5 minutos no tempo de queima.

O motor RL-10B-2 utilizado no último estágio dos Delta-IV tem a maior tubeira em carbono-carbono extensível. Esta tubeira coloca-se em posição após a separação do primeiro estágio. Este motor tem uma vida útil de 3.500 s e pode ser accionado até 15 vezes, incluindo os testes no solo.

Por fim, no topo do foguetão, situa-se a ogiva de protecção e o dispositivo de fixação da carga. As ogivas são fabricadas em materiais compósitos e podem ter 4,0 ou 5,0 metros de diâmetro. Pode ainda ser utilizada uma ogiva fabricada em alumínio e já utilizada nos foguetões Titan-4. Os foguetões Delta-IV são fabricados nas instalações da Boeing em Decatur, Alabama.

O motor RS-68 representa uma evolução em sistemas de propulsão dos Estados Unidos e é o primeiro motor de combustível líquido totalmente desenvolvido neste país desde os SSME que propulsionam os vaivéns espaciais e que foi desenvolvido na década de 70. 

Desenvolvido entre 1997 e 2002, o RS-68 é o maior motor de hidrogénio líquido disponível em todo o mundo, no entanto o seu desenho é extremamente simples e os custos de produção são relativamente baixos.

Em comparação com os SSME, o tempo de desenvolvimento do RS-68 foi diminuído em metade, o número de peças reduzido em 80%, o trabalho manual reduzido em 92% e os custos reduzidos num factor de 5. A construção do motor é feita na sua maior parte por maquinaria automática. Em vez de se possuir um motor constituído por um grande número de peças, o motor é feito a partir de uma peça de metal sólida aumentando assim a sua fiabilidade.

O motor tem onze componentes principais, incluindo a câmara de combustão, turbo-bombas individuais de oxigénio e hidrogénio líquido, suporte de suspensão do motor, mecanismo de injecção, gerador de gás, dissipador de calor e condutas de exaustão e combustível. O motor possui uma câmara de combustão arrefecida por regeneração que faz com que o motor funciona num ciclo onde uma pequena câmara de combustão faz accionar as turbinas, utilizando de forma eficiente os gases provenientes da turbo-bomba de hidrogénio líquido.

As diferentes configurações da família de foguetões Delta-IV são definidas utilizando um sistema de códigos que utiliza quatro dígitos e uma letra opcional após o quarto dígito. O primeiro dígito designa a configuração básica do veículo, isto é ‘4’ que significa o núcleo do lançador composto pelo Delta-IV LOX/LH2. O número de propulsores laterais de combustível sólido GEM-60 é designado pelo segundo dígito que pode ter os valores de ‘0’, ‘2’ ou ‘4’. O terceiro dígito pode ter os valores de ‘4’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 4,0 metros, ou ‘5’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 5,0 metros. Finalmente, o quarto dígito representa o terceiro estágio e que pode ter os números ‘0’, que indica que o foguetão não tem terceiro estágio, ‘3’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-3 de propolente sólido, ‘4’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-4 de propolente sólido, ‘5’, que indica a presença de um motor Star-48D / PAM-D de propolente sólido , e ‘6’, que indica a presença de um motor Star-37FM de propolente sólido. Após o quarto dígito podemos ter a letra opcional ‘H’ que indica a configuração ‘Heavy’ na qual dois CBC laterais suplementam o CBC central.

Ainda podemos ter mais um número no código que é indicativo da carenagem que está a ser utilizada. Para os foguetões Delta-2 este número indica o diâmetro da carenagem em pés. Para os foguetões Delta-3 e Delta-4 este número indica o comprimento da carenagem em metros.

As plataforma de lançamento do Delta-IV

Os foguetões Delta-IV podem ser lançador desde Cabo Canaveral, Florida, ou desde a Base Aérea de Vandenberg, Califórnia. 

GPSIIF5_2014-02-20_18-35-07No Cabo Canaveral (imagem ao lado) os Delta-IV utilizam o SLC-34 (Space Launch Complex-34) equipado com duas plataformas A e B. O SLC-34 (pronuncia-se “slick”) foi construído em 1962 e primeiramente utilizado para o lançamento dos foguetões Saturn-I e Saturn-IB entre Janeiro de 1963 e Outubro de 1968, tendo sido utilizado para oito missões do lançador Saturno. As operações no SLC-37 terminaram em 1971. Em 1995 decidiu-se utilizar este complexo para o lançamento dos novos Delta-4 e iniciou-se uma reconstrução, pela empresa Raytheon Engineers & Constructors, com a introdução de uma nova torre de serviço e uma plataforma hidráulica de erecção do CBC, bem como zonas de armazenamento de hidrogénio e oxigénio líquido e respectivo sistema de abastecimento.

Os lançamentos desde a Base Aérea de Vandenberg são realizados a partir do misterioso SLC-6 que muitos pensam encontrar-se amaldiçoado. Construído em 1966, nenhuma missão espacial lançada a partir do SLC-6 foi bem sucedida. Projectos cancelados, má gestão, lançamentos falhados e magia negra índia, têm em comum o SLC-6 dando origem à lenda do SLC-6.

Em 1966 o que até então era um vale tranquilo na zona Base Aérea de Vandenberg, foi transformado num novo complexo de lançamentos espaciais para a Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) e para o seu poderoso Titan-3M. Este lançador teria como função colocar em órbita a nova estação espacial militar do Departamento de Defesa americano (DoD), MOL (Manned Orbiting Laboratory). A MOL era constituída por uma cápsula Gemini modificada acoplada a uma secção cilíndrica que seria colocada em órbita polar para levar a cabo missões de espionagem clandestinas com a duração de um mês. Os prazos de construção da SLC-6 era extremamente apertados pois a USAF pretendia levar a cabo o primeiro lançamento em 1968. Para a construção da SLC-6 a USAF necessitava de uma área maior na Base de Vandenberg e 20.000 hectares pertencentes à Marinha dos Estados Unidos, e que eram adjacentes às novas instalações, foram transferidos para a USAF. Ainda mais 15.000 hectares pertencentes a um rancho denominado Sudden Ranch foram expropriados a seus donos. Os preparativos para a construção da SLC-6 no Sudden Ranch foram iniciados a 12 de Março de 1966.

No entanto, e durante os primeiros trabalhos de escavação levados a cabo na área onde se iria construir a plataforma de lançamento, foram descobertos vestígios da antiga ocupação dos índios Chumash e segundo alguns membros ainda restantes dessa tribo foram destruídas algumas sepulturas pondo-se a descoberto centenas de ossadas humanas e artefactos índios. Primeiros habitantes de Vandenberg, a tribo Chumash ocupava toda a área na base de um chaparral situado nas encostas das Montanhas de Santa Ynez. A tribo considerava a construção do novo complexo como uma violação de solo sagrado e por várias vezes pediram à USAF a suspensão dos trabalhos de construção de forma a poderem examinar as ossadas e os artefactos encontrados. A USAF, sob pressão imposta pelos prazos a que a Guerra-fria obrigava, recusou suspender as obras de construção do SLC-6. Segundo a lenda, os anciãos da tribo Chumash lançaram uma maldição sobre o SLC-6 e sobre tudo o que seria lançado desde a nova plataforma.

Em meados de 1969 os trabalhos de construção do SLC-6 estavam quase terminados, no entanto o programa do MOL estava atrasado e o seu primeiro lançamento havia sido adiado para 1972. Algumas semanas antes da missão Apollo-11, o Presidente Richard Nixon acabaria por cancelar todo o programa    baseado nos seus custos elevados e numerosos adiamentos. Por outro lado, o desenvolvimento de satélites espiões não tripulados havia já atingido muitos dos objectivos a que o MOL se propunha.

Não havia missão para o SLC-6 que havia custado biliões de dólares e que incluía uma torre de serviço com 32 andares de altura, a MST (Mobile Service Tower). O complexo acabaria por ser abandonado. No entanto em 1984, o SLC-6 parecia ganhar uma nova vida e de novo para um programa tripulado do DoD. As equipas de construção trabalhavam a todo o vapor para preparar o SLC-6 para as missões militares do vaivém espacial. A USAF havia decidido reactivar e modificar o SLC-6 de forma a poupar 100 milhões de dólares num programa de modificação da estrutura. Devido à sua localização geográfica, rodeado de montanhas e com o Oceano Pacífico mesmo em frente, o SLC-6 era o local ideal para lançar o vaivém espacial em missões militares em órbitas polares.

Os planos da USAF previam que o vaivém espacial fosse montado ao tanque exterior de combustível líquido e aos dois propulsores laterais de combustível sólido, no exterior sem qualquer protecção contra os elementos apesar dos protestos da NASA que indicava que as medidas de tolerância para tais actividades não seriam respeitadas devido às condições atmosféricas do local. A USAF pretendia modificar a MST construída para o MOL enquanto levava a cabo a construção da nova PPF (Payload Processing Facility). A PPF seria composta pelo PPR (Payload Preparation Room) e pela PCR (Payload Changeout Room). Guindastes instalados em ambas as estruturas levantariam os diferentes componentes do vaivém espacial, que seriam montados numa plataforma móvel. De salientar que os primeiros vaivéns montados no interior do VAB (Vehicle Assembly Building) no KSC mostraram que a preocupação da NASA acerca dos limites de tolerância para estas operações, tinha razão de ser. As especificações impostas pela USAF nem se aproximavam dos valores precisos que eram necessários para estas operações, e o pior era que a USAF planeava montar os diferentes componentes do vaivém ao ar livre e sem qualquer protecção contra o imprevisível tempo de Vandenberg. Em última análise a USAF foi obrigada a concordar com os limites impostos pela NASA e então decidiu-se pela construção do SAB (Shuttle Assembly Building) orçamentado em 40 milhões de dólares. Um abrigo móvel foi adicionado aos planos de reconstrução do SLC-6 e o preço original acabou por duplicar para 79,5 milhões de dólares.

Infelizmente esta era a ponta do icebergue dos problemas que afligiam o SLC-6. A zona onde o complexo está localizado é uma das áreas onde a probabilidade de ocorrência de nevoeiro é a mais elevada nos Estados Unidos. A previsão de formação de gelo no tanque exterior de combustível líquido é muito mais elevada do que nos piores meses de inverno na Florida e em consequência disso a USAF decidiu construir duas estruturas de cimento contendo condutas de ar quente dirigidas para o tanque de combustível e que os engenheiros esperavam evitar a formação de gelo no tanque. Após terem sido gastos mais de 13 milhões de dólares em todo o sistema para evitar a formação de gelo sobre o tanque de combustível, a USAF admitiu que não teria a certeza que o sistema iria impedir a formação de gelo.

A data de lançamento da primeira missão militar desde a SLC-6 foi adiada de 1984 para 1985 e posteriormente para 1986. O complexo estava coberto de problemas, uns não muito graves, mas outros tão sérios que a hipótese de o vaivém espacial explodir no lançamento e destruir todas as instalações era real. Testemunhos posteriores no Congresso dos Estados Unidos vieram a revelar que mais de oito mil soldagens na plataforma de lançamento se encontravam de tal forma deficientes que não aguentariam o lançamento do vaivém, tendo sido encontradas tubagens quebradas e deliberadamente cortadas, e válvulas críticas encontravam-se entupidas com desperdícios. Investigações levadas a cabo pela USAF mostraram que as soldagens defeituosas haviam passado despercebidas por mais de um ano e que não existia qualquer controlo de qualidade sobre o trabalho realizado. Muitos previam que só se iria assistir a um lançamento do vaivém desde Vandenberg, porque a plataforma iria colapsar durante o lançamento. Uma reportagem levada a cabo em 1984 pela NBC, previa que existia uma hipótese em cinco de que o vaivém espacial iria explodir durante um lançamento desde a Base Aérea de Vandenberg. Fora ainda determinado que o hidrogénio gasoso ficaria aprisionado nas condutas destinadas a afastar os produtos da combustão dos motores principais do vaivém durante o lançamento no caso de uma abortagem na plataforma. As condutas eram as mesmas utilizadas para o Titan-3M e estendiam-se até ao sopé das montanhas adjacentes. Porém, os construtores do novo SLC-6 não tiveram em conta que o Titan-3M não utilizava o hidrogénio como combustível. Assim, a detonação acidental do hidrogénio após a abortagem na plataforma poderia destruir tanto o vaivém espacial como a própria plataforma. Além do mais, a plataforma de apoio do vaivém espacial foi considerada muito rígida e não o suficiente flexível. Em resultado as forças resultantes dos motores principais do vaivém poderiam danificar gravemente as asas do veículo.

Apesar de todas estas questões e sérios problemas, a USAF decidiu seguir em frente com a utilização do SLC-6 e em princípios de 1985 era anunciado que os trabalhos de construção do complexo haviam terminado com a colocação do equipamento de suporte no solo e com as verificações finais às instalações. A 15 de Outubro de 1985 o Presidente Ronald Reagan anunciava mais um passo importante no tão bem sucedido programa do vaivém espacial, o VSSLLC (Vandenberg Space Shuttle Launch and Landing Complex) encontrava-se pronto a ser utilizado. 

A missão STS-62A, prevista para 20 de Março de 1986 e depois adiada para Julho de 1986, seria a primeira a ser lançada desde Vandenberg. O vaivém espacial Discovery seria tripulado por Robert Laurel Crippen (Comandante), Guy Spence Gardner, Jr. (Piloto), Richard Michael Mullane (Especialista de Voo 1), Jerry Lynn Ross (Especialista de Voo 2), Dale Alan Gardner (Especialista de Voo 3), Edward ‘Pete’ Aldridge (Especialista de Carga) e John Brett Watterson (Especialista de Carga). Curiosamente Robert Crippen foi pela primeira vez seleccionado para astronauta enquanto membro do corpo de astronautas da USAF escolhidos para tripular o MOL.

Os trabalhos de preparação do SLC-6 continuavam e os vaivéns iam completando as suas missões com sucesso até 28 de Janeiro de 1986 dia em que o Challenger é destruído nos céus da Florida e os voos espaciais são suspensos por quase três anos. Em vez de levar a cabo as reparações necessárias no SLC-6, e que atingiam biliões de dólares, a USAF desiste mais uma vez do voo espacial tripulado e sobre o véu da segurança as operações do vaivém espacial a partir de Vandenberg são abandonadas.

A 26 de Dezembro de 1989, o Secretário da Força Aérea dos Estados Unidos, Edward ‘Pete’ Aldridge (em tempos membro da primeira missão do vaivém a ser lançada desde a SLC-6), dá a machadada final no programa de lançamento do vaivém a partir de Vandenberg. Até então o SLC-6 havia custado mais de 8 biliões de dólares sem nunca ver um lançamento espacial.

Em princípios dos anos 90 a USAF concedeu um novo contrato para modificar o SLC-6 de forma a ser utilizado por um novo lançador, o potente Titan-4/Centaur, que era visto como um substituto do vaivém para as cargas militares secretas. Foram então atribuídos mais de 300 milhões de dólares para a reconversão do SLC-6 para que fosse utilizado para o lançamento dos maiores e mais dispendiosos satélites espiões dos Estados Unidos. Porém, a 22 de Março de 1991, a USAF mudava de ideias e terminava os planos de reconversão do SLC-6 dizendo que não havia suficientes requerimentos para lançar o Titan-4/Centaur desde a Base de Vandenberg e justificar a reconversão do complexo. O SLC-6 era novamente abandonado.

Em 1994 uma nova oportunidade surgia para o complexo. A USAF decidia ceder as suas instalações à Lockheed Martin como local de lançamento da nova família de foguetões LLV (Lockheed Launch Vehicles) Athena. Investindo milhões na recuperação do complexo, vítima de uma década de abandono, a Lockheed Martin conseguiria algo que a USAF nunca conseguira, lançar um foguetão desde o SLC-6. O lançamento dava-se às 2230UTC do dia 15 de Agosto de 1995 e o LLV-1 levava a bordo o satélite Gemstar-1/Vitasat-1, tendo como destino a órbita polar. Os festejos iniciais do lançamento depressa se transformaram numa situação de emergência quando aos três minutos de voo o LLV-1 começou a ficar descontrolado e inverteu a sua direcção dirigindo-se para o SLC-6. Os controladores do voo acabariam por accionar o mecanismo de destruição do veículo poucos segundos depois.

As causas do acidente foram determinadas e o veículo teve de ser redesenhado antes de se permitir o lançamento do próximo satélite que pertencia a NASA. O satélite Lewis (24909 1997-044A) acabaria por ser o primeiro satélite a ser colocado em órbita desde o complexo SLC-6 no dia 23 de Agosto de 1997 (0651:01UTC) por um foguetão LMLV-1 (Lockheed Martin Lauch Vehicle-1).

A maldição do SLC-6 parecia ter terminado, pelo menos até ao dia em que o satélite Lewis ficou descontrolado em órbita terrestre (27 de Agosto) e gastando todo o seu combustível de manobra. Após um mês de tentativas para controlar o satélite, o Lewis reentrava na atmosfera terrestre no dia 28 de Setembro de 1997 sobre o Oceano Atlântico e junto da costa da Antárctica.

O próximo lançamento desde o SLC-6 teria lugar a 27 de Abril de 1999. O lançamento deu-se às 1822:01UTC e tudo parecia correr bem com o foguetão Athena-2 (LM-005) até à altura em que as estações de rasteio colocadas na Antárctica e em África não conseguiram captar os sinais do satélite Ikonos-1. O satélite teria sido provavelmente destruído enquanto caia na atmosfera terrestre sobre o Pacífico Sul e nunca tendo atingido a órbita terrestre. A ogiva de protecção do Athena-2 não se separou do último estágio do lançador tendo aumentado o atrito na atmosfera e impedido o veículo de atingir a velocidade suficiente para entrar em órbita.

A ULA

A 2 de Maio de 2005 a Boeing Company e a Lockheed Martin Corporation anunciaram a intenção de formar uma empresa conjunta denominada United Launch Alliance (ULA) que juntava assim duas das mais experientes e bem sucedidas companhias que suportaram a presença americana no espaço por 50 anos. Em conjunto os lançadores Atlas (Lockheed Martin) e Delta (Boeing) transportaram mais de 850 cargas para a órbita terrestre e não só, desde satélite meteorológicos, de telecomunicações, veículos militares, satélites científicos e sondas interplanetárias que alargaram o nosso conhecimento do Universo. A ULA proporciona assim dois veículos capazes de proporcionar um acesso seguro, económico, fiável e eficiente ao espaço para as missões governamentais americanas, continuando assim uma tradição de apoio às iniciativas espaciais estratégicas norte-americanas com soluções de lançamento avançadas e robustas.

A equipa da ULA engloba mais de 3.800 funcionários que trabalham em locais espalhados pelos Estados Unidos. A sede da empresa está situada em Denver, Colorado, com a maior parte das actividades de engenharia e administrativas consolidadas nas instalações da Lockheed Martin Space Systems Company. As operações de integração e montagem estão localizadas nas instalações de fabrico e montagem da Boeing em Decatur, Alabama. As estruturas mecânicas do Atlas-5, fabrico da ogiva de protecção, do sistema de adaptação e montagem são levadas a cabo em Harlingen, Texas.

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

Dados estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5590

– Lançamento orbital com sucesso: 5236

– Lançamento orbital EUA: 1576

– Lançamento orbital EUA com sucesso: 1476

– Lançamento orbital desde Cabo Canaveral AFS: 730

– Lançamento orbital desde Cabo Canaveral AFS com sucesso: 673

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.

2016-075-1

2016-075-2Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo em 2016: 21,3% foram realizados pela Rússia; 26,7% pelos Estados Unidos (incluindo ULA (55,0%), SpaceX (40,0%) e Orbital SC (5,0%)); 24,0% pela China; 13,3% pela Arianespace; 9,3% pela Índia, 2,7% pelo Japão, 1,3% pela Coreia do Norte e 1,3% por Israel.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC): 

9 Dez (13:26:00) – H-2B (F6) – Tanegashima, Yoshinubo LP2 – HTV-6 Kounotori-6; AOBA-VELOX 3; EGG; STARS-C; FREEDOM; ITF-2; Waseda-SAT 3; TuPOD; UBAKUSAT; OSNSAT; Tancredo-1

11 Dez (??:??:??) – CZ-3B Chang Zheng-3B/G2 – Xichang, LC3 – FY-4A Fengyun-4A

12 Dez (13:19:00) – L-1011 “Stargazer” / Pegasus-XL – Cabo Canaveral AFS – CYGNSS-1, CYGNSS-2, CYGNSS-3, CYGNSS-4, CYGNSS-5, CYGNSS-6, CYGNSS-7, CYGNSS-8

16 Dez (18:22:00) – Atlas-V/431 (AV-071) – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – Echostar-19/Jupiter-2

19 Dez (?) (??:??:)) – CZ-2D Chang Zheng-2D – Jiuquan, LC43/603 – TanSat (CarbonSat)

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