ESA vai testar o conceito para a detecção de ondas gravitacionais



Decollage VV06 le 03-12-2015

Após um adiamento por razões técnicas, a Arianespace levou a cabo o lançamento da missão LISA Pathfinder às 0404UTC do dia 3 de Dezembro de 2015. O lançamento foi levado a cabo por um foguetão Vega na missão VV06 a partir do Complexo de Lançamento ZLV do CSG Kourou, Guiana Francesa.

Todas as fases do lançamento decorreram como previsto e o satélite foi colocado numa órbita com um eixo semi-maior de 7.252,2 km (previsto de 7.251,9 km), excentricidade de 0,09190 (previsto de 0,09194) e inclinação orbital de 5,957º (previsto de 5,956º).

O lançamento estava inicialmente marcado para as 0415:00UTC do dia 2 de Dezembro de 2015, mais foi adiado devido a problemas técnicos registados no quarto estágio do seu foguetão lançador.

Após entrar em ignição na plataforma de lançamento, o foguetão Vega iniciou a sua ascensão colocando-se na trajectória ideal para a sua missão. O final da queima e separação do primeiro estágio (P80) teve lugar a T+1m 53s, com o segundo estágio (Zefiro-23) a entrar em ignição um segundo mais tarde. A sua ignição terminaria a T+3m 37s, separando-se de imediato. O lançador permaneceria numa fase curta de voo não propulsionado com o terceiro estágio (Zefiro-9) a entrar em ignição a T+3m 49s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorria a T+4m 3s. 

LISAPath 10O final da queima e separação do terceiro estágio ocorria a T+6m 30s e a primeira ignição do estágio superior AVUM iria decorrer entre T+7m 29s e T+16m 23s. A segunda ignição do AVUM ocorre entre T+41m 19s e T+42m 53s. A separação do LISA Pathfinder ocorre a T+45m 33s.

Entre T+55m 10s e T+55m 17s o AVUM realiza uma terceira queima com o objectivo de se remover da órbita terrestre.

A LISA Pathfinder irá operar a partir de um ponto especial no espaço localizado a cerca de 1,5 milhões de quilómetros da Terra na direcção do Sol orbitando o primeiro ponto de Lagrange no sistema Sol – Terra. Nesta localização, um satélite segue o nosso planeta no seu caminho em torno do Sol.

O foguetão Vega coloca a LISA Pathfinder numa órbita elíptica em torno da Terra com um perigeu a 200 km de altitude, apogeu a 1.540 km de altitude e inclinação orbital de cerca de 6,5º. Daqui, a LISA Pathfinder irá utilizar o seu próprio sistema de propulsão para executar uma série de manobras para elevar o seu apogeu, e eventualmente atingir a sua órbita operacional, uma órbita com um perigeu de 500.000 km, apogeu de 800.00 km em torno do ponto L1. O módulo de propulsão irá separar-se do módulo cientifico durante a transferência para a órbita operacional, cerca de um mês após a sua queima final. No total, a fase de transferência terá uma duração de oito semanas.

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A órbita em torno de L1 foi seleccionada por cumpre todos os requisitos em termos de estabilidade térmica e gravitacional: é um local intrinsecamente ‘calmo’ no espaço, longe de corpos maciços que iriam induzir forças de maré no veículo; está sempre iluminado pelo Sol; e possuí uma distância quase constante da Terra para comunicações.

A missão do LISA Pathfinder

A Astronomia depende da observação da luz emitida pelos corpos celestes. Durante milénios, a Astronomia dependeu da observação da luz visível e somente no século passado surgiram as tecnologias e os telescópios espaciais que nos permitiram revelar o lado escondido do Cosmos que foi revelado através do espectro electromagnética.

Para alargarmos ainda mais a nossa janela no Universo, os astrónomos podem também estudar outros mensageiros que nos trazem informações para lá da luz. Estes incluem as ondas gravitacionais: as dobras do tecido do espaço-tempo previstas pela Teoria Geral da Relatividade formulada por Albert Einstein. Produzidos por corpos massivos em aceleração, espera-se que estas perturbações sejam abundantes no Universo. AS suas fontes típicas são as explosões de supernovas e os pares de buracos negros que orbitam um em torno do outro. Porém, apesar das tentativas das experiências realizadas na Terra para as detectar de forma directa, as ondas gravitacionais têm permanecido esquivas.

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O espaço oferece muitas vantagens nesta busca e a missão LISA Pathfinder da Agência Espacial Europeia é uma missão de demonstração tecnológica chave que irá abrir o caminho para futuros observatórios espaciais detectarem as ondas gravitacionais ao testar pela primeira vez a instrumentação nesse ambiente.

O conceito de detecção das ondas gravitacionais é baseado na monitorização de dois corpos em queda livre. Desde que os outros factores de distúrbio possam ser suficientemente reduzidos e desde que os dois corpos estejam de facto a mover-se somente sobre o efeito da gravidade, uma onda gravitacional que passe entre esses corpos irá alterar a sua separação. A LISA Pathfinder irá testar as condições essenciais e de base para a realização dessa experiência, isto é, se é possível colocar duas massas de teste numa queda livre gravitacional quase perfeita.

LISAPath 12Mesmo no espaço, conceber um sistema em queda livre é muito complexo. Existem muitas forças não-gravitacionais, incluindo a pressão de radiação da luz solar, partículas electricamente carregadas do vento solar e os impactos de micrometeoroides, bem como efeitos internos causados pelo veículo espacial e pelos seus instrumentos. Por esta razão, a LISA Pathfinder é uma caixa altamente tecnológica que rodeia duas massas de teste em queda livre sem lhes tocar, protegendo-as das influencias exteriores ao aplicar de forma constante pequenos ajustamentos nas suas posições.

A LISA Pathfinder não tem como objectivo detectar as ondas gravitacionais, mas sim provar as tecnologias inovadoras necessárias para diminuir as influencias externas sobre as duas massas de teste e medir os seus movimentos relativos com uma precisão sem precedentes, seguindo a sua queda livre em mais de duas ordens de grandeza superior do que qualquer missão o fez no passado, presente e planeada.

No fundo, a LISA Pathfinder ira criar o local mais silencioso no Sistema Solar e medir o quão silencioso de facto o é.

Da imaginação de um génio à realidade

Albert Einstein era famoso por imaginar ‘experiências difíceis’ de concretizar, investigando as consequências de um problema físico em particular somente na sua imaginação. A seguinte experiência foi imaginada pelo génio da Relatividade, tendo por base uma ideia proposta pelo físico teórico Felix Pirani, sugerindo um método para medir a curvatura do espaço-tempo.

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Imaginem-se duas partículas em queda livre movendo-se somente sobre o efeito da gravidade. A primeira partícula envia um raio de luz para a segunda que a recebe e o envia de volta. Apesar da LISAPath 000704luz não ter massa, sente o efeito da gravidade à medida que se desloca pela curvatura do espaço-tempo, gastando energia para escapar à atracção gravitacional de um objecto maciço e ganhando energia quando se aproxima dele. Estas mudanças de energia traduzem-se em alterações na frequência da luz, e assim monitorizando as variações na frequência dos raios de luz que as duas partículas estão a enviar uma à outra, é uma forma de medir a curvatura do espaço-tempo entre elas.

Este é o princípio base na detecção das ondas gravitacionais: se uma perturbação passa por um determinado corpo, irá alterar a curvatura do espaço-tempo entre duas partículas, deixando uma marca na frequência da luz que essas partículas trocam. Para demonstrar o movimento geodésico – a premissa chave desta experiência – é necessário ter um ambiente de ensaio no qual nada mais possa influenciar a frequência da luz.

A experiência a bordo da LISA Pathfinder não tem a sensibilidade para demonstrar as ondas gravitacionais, e como tal não deverá detectar qualquer alteração de frequência nas trocas de luz entre os seus dois corpos em queda livre – qualquer alteração será devido a ruído. Se estes erros experimentais podem ser controlados  e reduzidos de forma precisa, uma futura versão de tal sistema será capaz de medir as pequenas alterações de frequência causadas pelas ondas gravitacionais.

 A LISA Pathfinder

A LISA Pathfinder é composta por um módulo científico, com um diâmetro externo de 2,31 metros e uma altura de 0,96 metros, além de um módulo de propulsão. O módulo de propulsão irá de forma gradual elevar a órbita inicial até atingir a órbita operacional, sendo descartado momentos antes de o satélite entrar na sua órbita final.

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O módulo científico contém a carga, e no seu interior encontra-se o denominado ‘LISA Technology Package‘, fornecido pela industria Europeia, institutos de investigação e pela ESA. Este conjunto de instrumentos inclui os sensores inerciais, o sistema de metrologia óptica e o computador de carga, e o sistema de diagnóstico. Os sensores inerciais e o sistema de metrologia óptica fornecem sinais ao denominado ‘Drag-Free and Attitude Control System‘, que corre no computador principal, e cujo papel é o de manter a posição do satélite relativamente às massas de teste. Por outro lado, isto envia comandos para os propulsores de micronewtons, bem como de volta para os sensores inerciais. O sistema de propulsão do ‘LISA Technology Package‘ é composto por três conjuntos de propulsores de micronewtons instalados nos três painéis do módulo científico; estes são propulsores de nitrogénio, baseados nos propulsores originalmente desenvolvidos para a missão Gaia da ESA.

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Adicionalmente, a NASA forneceu o ‘Disturbance Reduction System‘, contribuindo para os objectivos da missão ao validar tecnologia adicional para futuras missões livres de atrito. Será utilizado como uma experiência em separado e em alturas diferentes do sistema Europeu, mas irá iniciar ao receber medições vindas do sistema inercial do ‘LISA Technology Package‘. Irá então utilizar o seu próprio software de controlo de atrito e dois conjuntos de propulsores de micronewtons, localizados em painéis opostos do módulo científico, para controlar a posição e atitude do veículo. O ‘Disturbance Reduction System‘ utiliza propulsores democronewtons coloidais, que geram propulsão ao carregar pequenas gotas de líquido e acelerando-as através de um campo eléctrico.

O foguetão Vega

O foguetão Vega preenche uma lacuna na frota de lançadores da Arianespace que é já composta pelo europeu Ariane-5ECA e pelo russo Soyuz-ST. Com o foguetão Vega a empresa de lançamentos europeia fica assim com a capacidade de colocar em órbita pequenos satélites não estando dependente de oportunidades de Vegalançamento nos outros dois foguetões.

História do programa

O desenvolvimento do foguetão Vega (Vettore Europeo di Generazione Avanzata) teve as suas origens no princípio dos anos 90 do Século XX, quando foram levados a cabo estudos para investigar a possibilidade de complementar a família de lançadores Ariane com um veículo lançador de pequena carga utilizando a tecnologia de combustíveis sólidos do Ariane.

O lançador começou como um conceito nacional italiano. Em 1988 a empresa BPD Difesa y Spazio propôs um veículo à agência espacial italiana ASI para substituir o reformado foguetão Scout de fabrico norte-americano por um novo lançador tendo por base o motor Zéfiro desenvolvido pela empresa a partir dos conhecimentos ganhos no desenvolvimento do Ariane. Após cerca de dez anos de actividades de definição e de consolidação, a agência espacial italiana e a industria italiana propuseram o lançador Veja como um projecto europeu tendo por base no seu próprio know-how em propulsão sólida obtido a partir do desenvolvimento e produção dos propulsores laterais de combustível sólido (PAP) do foguetão Ariane-4 e dos componentes dos propulsores laterais (EAP) do foguetão Ariane-5.

Em Abril de 1998 o Conselho da ESA aprovou uma resolução que autorizava as actividades de pré-desenvolvimento. Como resultado foi escolhida a presente configuração com o primeiro estágio que também poderia servir como um propulsor lateral melhorado para o Ariane-5. O Programa Vega foi aprovado pela Comissão do Programa Ariane da ESA a 27 e 28 de Novembro de 2000, e o projecto oficialmente iniciado a 15 de Dezembro desse ano quando sete países subscreveram a declaração.

Inicialmente o foguetão Vega deveria estar operacional a partir de 2007 desde o Centro Espacial de Guiana, na Guiana Francesa, a partir do complexo de lançamento ELA-1 que foi utilizado pelo foguetão Ariane-1 e posteriormente reabilitado. A empresa ELV S.p.A. está encarregue do desenvolvimento e produção do novo foguetão. A produção do foguetão Vega e a sua capacidade de lançamento são adaptadas de tal forma a permitir pelo menos quatro lançamentos por ano.

Vega_2014-04-28_18-03-17A produção do foguetão Vega beneficia da reutilização de uma parte já desenvolvida no âmbito de outros programas bem como de novos e avançados subsistemas, componentes e materiais. Graças a esta lógica o alvo de fiabilidade do desenho do lançador foi estabelecido num nível superior de 98% com um nível de confiança de 60%. Tendo em conta os objectivos do desenho e o extensivo programa de qualificação, prevê-se que a fiabilidade de voo do novo lançador irá satisfazer o mercado comercial.

Descrição do sistema de lançamento

A Arianespace oferece um sistema de lançamento completo incluindo o veículo lançador, as instalações de lançamento e os serviços associados.

O foguetão Vega consiste primariamente de um sistema compósito inferior composto por três estágios de propulsão sólida e um módulo AVUM (Attitude and Vernier Upper Module) reiniciável, e um sistema compósito superior que inclui uma carenagem de protecção e um sistema de adaptação e dispensador com um sistema de separação.

Performance do lançador

A performance geral apresentada é expressa em termos da massa da carga incluindo a massa da carga no lançamento, o sistema de lançamento duplo ou múltiplo (se for o caso) e o adaptador de carga. Os cálculos da performance foram realizados tendo em conta que existe uma reserva suficiente no AVUM para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade de 99,7%. A capacidade de propolente do AVUM é também suficiente para a saída de órbita ou para a transferência para uma órbita segura, caso necessário; o fluxo aerotérmico a quando da separação da carenagem e segundo fluxo aerotérmico é inferior ou igual a 1.135 W/m2. O aumento deste valor iria melhorar a performance do lançador ao permitir uma separação da carenagem mais cedo ou a adaptação do perfil de ascensão; os valores de altitude são dados tendo em conta uma Terra esférica com um raio de 6.378 km; o voo orbital é realizado com uma sequência de atitude standard e duração, com provisões de telemetria standard e serviços eléctricos à carga; a trajectória de voo tem em conta os requisitos de segurança do CSG.

Perfis de missão típicos

Um perfil de voo típico consiste nas seguintes três fases: Fase I – ascensão dos três primeiros estágios do lançador até a uma trajectória elíptica baixa (perfil sub-orbital); Fase II – transferência do estágio superior e carga para a órbita inicial pela primeira queima do AVUM, voo orbital passivo e manobras orbitais pelo estágio AVUM para entrega da carga na órbita final; Fase III – saída de órbita do AVUM ou manobras de descarte orbital.

O perfil de voo para os três primeiros estágios será optimizado para cada missão. Este perfil será baseado nos seguintes eventos de voo: a) voo do 1º estágio com a ascensão vertical inicial, manobra de arfagem programada e um voo de incidência zero; b) voo de incidência zero do 2º estágio; c) voo do 3º estágio, separação da carenagem e injecção numa trajectória sub-orbital.

Os perfis de ascensão típicos dos três estágios Vega e a sequência de eventos associados são mostrados no quadro na página seguinte. É também representada uma trajectória típica na segunda imagem e um exemplo dos parâmetros de voo durante a ascensão.

A separação da carenagem de protecção pode ter lugar em alturas diferentes dependendo dos requisitos do fluxo aerotérmico sobre a carga. Tipicamente, a separação tem lugar entre os 200 e os 260 segundos após a ignição devido às limitações do fluxo aerotérmico.

Após a separação do 3º estágio na trajectória sub-orbital que múltiplas ignições do AVUM são utilizadas para transferir a carga para uma grande variedade de órbitas intermédias ou finais, fornecendo as necessárias alterações de plano orbital e elevação orbital. Podem ser fornecidas até cinco reignições do AVUM para atingir a órbita final ou para transportar as cargas para diferentes órbitas. Adicionalmente, na primeira queima, o estágio AVUM pode fornecer a compensação até 3s erros acumulados durante o voo inicial dos três estágios.

Após a separação da carga e após o adiamento temporal necessário para fornecer uma distância segura entre o AVUM e os satélites, o estágio superior executa uma manobra de saída de órbita ou manobra de descarte orbital. Esta manobra é levada a cabo com uma queima adicional do motor principal do AVUM. Os parâmetros da órbita «segura» ou da reentrada atmosférica serão escolhidos de acordo com os regulamentos internacionais sobre os detritos espaciais e serão coordenadas com o utilizador durante a análise da missão.

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Dados gerais de performance

Missões para órbita circular incluindo órbita polar e OSS

Os satélites de observação da Terra, satélites meteorológicos e satélites científicos irão beneficiar da capacidade do foguetão Vega para os transportar directamente para órbitas sincronizadas com o Sol, órbitas circulares ou para órbitas com diferentes inclinações.

A missão típica do foguetão Vega inclui um perfil de ascensão dos três primeiros estágios e três queimas do AVUM realizadas da seguinte forma: a) A primeira queima do AVUM destina-se a uma transferência para uma órbita elíptica intermédia com uma altitude de apogeu igual ao valor alvo; b) Uma segunda queima do AVUM para circularização da órbita, e; c) Uma terceira queima do AVUM para descarte orbital ou manobra de descarte.

Os dados de performance do lançador para missões para órbitas circulares com diferentes inclinações e altitudes entre os 300 km e os 1.500 km são apresentados na figura seguinte.

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Missões para órbitas elípticas

A capacidade de reignição do AVUM oferece uma maior flexibilidade para atingir um variado leque de órbitas elípticas. Uma missão típica do lançador Veja incluí uma ascensão sub-orbital com os três primeiros estágios e duas ou três queimas do AVUM da seguinte forma: a) Uma primeira queima para transferir para uma órbita inicial, seguida de uma fase não propulsiva até um ponto correspondente ao argumento do perigeu da órbita elíptica alvo; b) Uma segunda queima do AVUM para uma órbita elíptica intermédia com uma altitude de apogeu igual ao valor alvo, e; c) Uma terceira queima do AVUM para elevar o perigeu para o valor requerido.

Em alguns casos, quando é necessária uma altitude mais baixa do perigeu, a missão será reduzida a duas queimas do AVUM.

Missões de escape

Os dados de performance para missões de escape do campo gravitacional terrestre são uma função do parâmetro C3 (o quadrado da velocidade no infinito)

Precisão da injecção orbital

A precisão do lançador Vega é principalmente determinada pela performance do estágio AVUM capaz de proporcionar correcções de erro devido ao voo dos três estágios iniciais. Na seguinte tabela são apresentados dados conservadores da precisão dependendo do tipo de missão. A precisão específica de cada missão será calculada como parte da análise de cada missão.

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Duração da missão

A duração da missão desde a ignição até à separação dos satélites na órbita final depende do perfil de missão seleccionado, parâmetros orbitais específicos, precisão da injecção, e das condições de visibilidade das estações terrestres a quando da separação. Tipicamente, os eventos críticos da missão tais como separação da carga são Vega_2014-04-28_17-51-15levados a cabo nas zonas de visibilidade das estações terrestres. Isto permite a recepção de informação sobre eventos relevantes em tempo quase real, estimativa a bordo dos parâmetros orbitais, e condições de separação. As durações típicas de várias missões (sem os constrangimentos de visibilidade da separação dos satélites) são apresentadas na tabela seguinte. A duração da missão será determinada como parte da análise detalhada da missão, tendo em conta a disponibilidade das estações no solo e a visibilidade. 

Dados Estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5500

– Lançamento orbital com sucesso: 5148

– Lançamento orbital Arianespace: 244

– Lançamento orbital Arianespace com sucesso: 236

– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 254

– Lançamento orbital desde CSG Kourou com sucesso: 242

– Lançamento orbital desde CSG Kourou em 2015: 11

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 (os valores referentes aos lançamentos por parte da China não são precisos).

2015-070 1

2015-070 2

Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 26,8% foram realizados pela Rússia; 22,5% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, 7SpaceX e Orbital SC); 22,5% pela China; 15,5% pela Arianespace; 5,6% pelo Japão; 5,6% pela Índia e 1,4% pelo Irão.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC): 

3 Dez (2255:41UTC) – Atlas-V/401 (AV-061) – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – Cygnus OA-4 (CRS4) ‘Deke Slayton 2’; MinXSS; STMSat-1; CADRE; Nodes-1; Nodes-2; Flock-2e (1) a Flock-2e (12)

4 Dez (1405:00) – 14A15 Soyuz-2.1V/Volga (76058002/?????) – GIK-1 Plesetsk, LC43/3 – Kanopus-ST; KYuA-1

9 Dez (1645:00) – CZ-3B Chang Zheng-3B/G2 – ZX-1C Zhongxing-1C – Xichang, LC3

10 Dez (0017:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (53544/88533) – Baikonur, LC81 PU-24 – Garpun n.º 12L

11 Dez (1345:33) – Zenit-3SLBF/Fregat-SB (Zenit-2SB80.4) – Baikonur, LC45 PU-1 – Elektro-L n.º 2

15 Dez (1103:10) – 11A511U-FG Soyuz-FG (G15000-055) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz TMA-19M

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