Índia lança foguetão GSLV com o satélite GSAT-6



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A agência espacial Indiana, ISRO (Indian Space Research Organization) levou a cabo com sucesso o lançamento do satélite de comunicações GSAT-6 utilizando o foguetão GSLV-D6. O lançamento teve lugar às 1122UTC do dia 27 de Agosto de 2015 e teve lugar a partir da Plataforma de Lançamento SLP do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, localizado na Ilha de Sriharokota. O GSAT-6 separou-se do último estágio do lançador às 1139UTC.

O GSLV-D6 é o nono voo do foguetão Geosynchronous Satellite Launch Vehicle, sendo também o quinto voo de desenvolvimento do GSLV. Esta foi a terceira utilização do estágio criogénico superior CUS (Cryogenic Upper Stage) desenvolvido pela Índia e a missão D6 foi crucial na continuação dos testes do CUS

O foguetão Geosynchronous Satellite Launch Vehicle (GSLV) é o veículo mais recente na frota de lançadores indiana, tendo sido projectado para colocar em órbita de transferência geossíncrona satélites de comunicações e é o quarto lançador desenvolvido pela Índia após o Satellite Launch Vehicle (SLV), Augmented Satellite Launch Vehicle (ASLV) e o Polar Satellite Launch Vehicle (PSLV).

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O lançamento inaugural do GSLV a 20 de Abril de 2001 transportou o satélite de comunicações experimental GramSat-1 (GSAT-1). Nesta missão os dois primeiros estágios do veículo tiveram o desempenho desejado, porém a queima do terceiro estágio não correu como previsto, colocando a carga numa órbita mais baixa do que a desejada. A missão seguinte do GSLV em Maio de 2003 teve melhor sucesso, colocando o GSAT-2 na sua órbita de transferência prevista.

GSLV-D6_ 1O foguetão GSLV MkII (designação geral dos foguetões GSLV que utilizam um estágio superior desenvolvido na Índia) está equipado com um novo estágio superior de fabrico indiano. No seu voo inaugural em Abril de 2010 transportou o satélite GSAT-4. Com os dois primeiros estágios a funcionarem como previsto, o terceiro estágio teve um problema a 2,2 segundos após a sua ignição, levando à perda do satélite. O problema esteve relacionado com a Fuel Boost Turbopump (FBTP) que aparentemente perdeu velocidade logo após a sua entrada em funcionamento. Após este falhanço a ISRO optou por levar a cabo mais testes no novo terceiro estágio, utilizando o GSLV MkI para as suas missões.

O GSLV é um lançador a três estágios com quatro propulsores laterais adicionando força ao primeiro estágio. O primeiro estágio, GS-1, utiliza um motor S-139 de propulsão sólida utilizando HTPB (hydroxyl-terminated polybutadiene). O estágio pode desenvolver até 4.815 kN de força máxima. Tem um comprimento de 20,1 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 138.100 kg de propelente e o seu tempo de queima é de 106 segundos.

Os quatro propulsores laterais L40H utilizam o motor Vikas que consome UH25 (uma mistura de três partes de UDMH – dimetil-hidrazina assimétrica – e uma parte de hidrato de hidrazina (N2O4) – que é oxidada por tetróxido de dinitrogénio. O motor Vikas foi desenvolvido a partir do motor Viking de origem francesa que fez parte da família de lançadores Ariane. Cada propulsor fornece 680 kN de força máxima. Cada propulsor tem um comprimento de 19,7 metros e um diâmetro de 2,1 metros. Transporta 42.600 kg de propelente e o seu tempo de queima é de 148,9 segundos.

O segundo estágio (GS-2 ou L-37.5H) também utiliza o motor Vikas e desenvolve 799 kN de força máxima. Tal como os propulsores laterais, consome UH25 e N2O4. Tem um comprimento de 11,6 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 39.500 kg de propelente e o seu tempo de queima é de 150 segundos.

GSLV-D6_ 7Finalmente, o terceiro estágio (GS-3 ou CUS) utiliza o motor Indian Cryogenic Engine (ICE) e consome hidrogénio líquido (LH2) e oxigénio líquido (LOX) como oxidante, desenvolvendo 73,55 kN de força e tendo um tempo de queima de 720 segundos. Tem um comprimento de 8,7 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 12.800 kg de propelente criogénico.

O GSLV-D6 tinha um comprimento de 49,1 metros, uma massa de 416.000 kg no lançamento e utilizou uma carenagem de protecção de 3,4 metros de diâmetro. 

O GSLV-D6 foi configurado em todos os seus estágios de forma semelhante à configuração utilizada na missão GSLV-D5 levada a cabo a 5 de Janeiro de 2014 e na qual foi colocado em órbita o satélite GSAT-14. Estas configurações, em comparação com prévias missões, tiveram como objectivo aumentar a fiabilidade do lançador. O interestágio entre o segundo e o terceiro estágio foi redesenhado para permitir aguentar cargas superiores, enquanto que o túnel contendo as ligações eléctricas entre os estágios foi também consolidado. O FBTP foi modificado para permitir uma melhor performance nas baixas temperaturas nas quais opera. O perfil aerodinâmico do voo e a sequência de ignição do terceiro estágio foram ajustados. 

O estágio criogénico superior utilizado pelo GSLV-D6 tinha a designação de CUS-06. Um estágio criogénico superior é um sistema de propulsão mais eficiente e fornece mais força por cada quilograma de propelente que utiliza em comparação com os estágios sólidos ou hipergólicos. Tecnicamente, o estágio criogénico é um sistema mais complexo em comparação com os estágios sólidos ou hipergólicos devido à sua utilização de propelentes a temperaturas extremamente baixas e devido aos desafios térmicos que lhes estão associados. O oxigénio liquidifica a -183ºC e o hidrogénio a -253ºC. Os propelentes a estas temperaturas baixas têm de ser bombeados por turbo-bombas que funcionam a 40.000 rpm. 

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Lançamento do GSLV-D6

O GSLV-D6 foi transportado para a plataforma de lançamento SLP (Second Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, na Ilha de Sriharikota, no dia 22 de Agosto de 2015, dando de seguida início a vários dias de preparativos para o lançamento.

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O lançamento inicia-se com a ignição dos quatro propulsores laterais, 4,8 segundos antes da hora de lançamento. O estágio central de propulsão sólida entra em ignição a T=0s e a sua queima tem uma duração de 100 segundos. Finalizada a sua queima, o primeiro estágio permanece ligado ao segundo estágio aguardando o final da queima dos quatro propulsores laterais cuja queima tem uma duração ligeiramente superior. A T+149s, os propulsores terminam a sua queima e o segundo estágio entra em ignição um segundo mais tarde. A separação do primeiro estágio e dos propulsores ocorre então dois segundos depois.

EventoTempoAltitude (km)Velocidade (m/s)
Ignição propulsores laterais-4,8s0,030,0
Ignição do primeiro estágio0,0s0,030,0
Final da ignição dos propulsores laterais2m 29s70,712.391,7
Ignição do segundo estágio2m 29,5s71,172.392,8
Separação do primeiro estágio2m 31s72,362.391,8
Separação da carenagem3m 50s115,453.448,0
Final da ignição do segundo estágio4m 49s131,754.908,4
Separação do segundo estágio4m 53s132,414.926,2
Ignição do estágio criogénico4m 54s132,584.926,0
Final da queima do estágio criogénico16m 52s205,119.785,6
Separação do GSAT-617m 4s214,359.779,0

A separação do GSAT-6 ocorre às 1139:04UTC e dá-se numa órbita com um perigeu a 170 km e apogeu a 35.975 km, com uma inclinação de 19,95º. Posteriormente o satélite utiliza os seus próprios meios de propulsão para atingir a sua órbita operacional.

Após a separação do GSAT-6, o centro de controlo do ISRO em Hassan irá assumir o controlo do satélite e irá levar a cabo as manobras iniciais para elevar os seus parâmetros orbitais utilizando o motor LAM (Liquid Apogee Motor) que o coloca na órbita geossíncrona. Após ter atingido a órbita geossíncrona, procede-se à abertura das antenas e à estabilização nos três eixos espaciais do satélite. O GSAT-6 será colocado na posição 83º longitude Este.

O satélite GSAT-6

O satélite GSAT-6 é o 25º satélite de comunicações da Índia construído pelo ISRO e o 12º na série GSAT. Cinco dos predecessores do GSAT-6 foram lançados por foguetões GSLV em 2001, 2003, 2004, 2007 e 2014. Após o seu comissionamento, o GSAT-6 irá juntar-se aos outros satélites operacionais na Índia.

O GSAT-6 proporciona serviços de comunicações através de cinco feixes localizados em banda-S e um feixe nacional em banda-C para utilização estratégica, isto é, militar.

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De forma cubóide, o GSAT-6 tem uma massa de 2.117 kg no lançamento, tendo uma massa de 985 kg sem propelentes (cuja massa é 1.132 kg). O seu tempo de vida útil deverá atingir os 9 anos. As suas dimensões são 2,1 x 2,5 x 4,1 metros. O satélite é estabilizado nos seus três eixos espaciais por indução de momento. O seu sistema de propulsão utiliza MMH e MON-3. Os seus painéis solares geram 3.100 W de potência.

Uma das características avançada do GSAT-6 é a sua antena de banda-S com 6 metros de diâmetro. Esta é a maior antena de satélite desenvolvida pelo ISRO e será utilizada para cinco feixes localizados sobre o território continental Indiano. Estes feixes exploram o esquema de reutilização de frequências para aumentar a eficiência de utilização do espectro de frequências. Outra característica avançada do satélite é o modelo 70 V que está pela primeira vez a ser utilizado num satélite Indiano. A transmissão em banda-C utiliza uma antena com 0,8 metros de diâmetro.

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Dados Estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5469

– Lançamento orbital com sucesso: 5118

– Lançamento orbital Índia: 47

– Lançamento orbital Índia com sucesso: 40

– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR: 47

– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR com sucesso: 40

– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR em 2015: 3

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).

2015-041 1

2015-041 2

 

 

Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 28,6% foram realizados pela Rússia; 28,6% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 9,5% pela China; 16,7% pela Arianespace; 7,1% pelo Japão, 7,1% pela Índia e 2,4% pelo Irão.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

28 Ago (1114:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M – Baikonur, LC200 PU-39 – Inmarsat-5 F3

31 Ago (0807:00) – Atlas-V/551 (AV-056) – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – MUOS-4

2 Set (0434:00) – 11A511U-FG Soyuz-FG (G15000-054) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz TMA-18M (Союз ТМА-18М)

5 Set (????:??) – CZ-6 Chang Zheng-6 (Y1?) – Taiyuan – ZDPS-2A Zheda Pixing 2A; ZDPS-2B Zheda Pixing 2B; KJ-1A Kongjian-1A; KJ-1B Kongjian-1B; KJ-1C Kongjian-1C; TT-3 Tiantuo-3; XW-2 Xiwang-2A (CAS-3A); XW-2 Xiwang-2B (CAS-3B); XW-2 Xiwang-2C (CAS-3C); XW-2 Xiwang-2D (CAS-3D); XW-2 Xiwang-2E (CAS-3E); XW-2 Xiwang-2F (CAS-3F); DCBB (CAS-3G); LilacSat-2 (CAS-3H); NUDT-Phone-Sat (CAS-3I); XY-2 Xinjishu Yanzheng-2; ?????; ?????; ?????; ?????

11 Set (0408:10) – Soyuz-STB/Fregat-MT (VS12) – CSG Kourou (Sinnamary), ZLS – Galileo-FOC FM05 (Alba); Galileo-FOC FM06 (Oriana)

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