Índia lança missão comercial com cinco satélites



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O foguetão PSLV-C28 colocou em órbita cinco satélites Britânicos numa missão comercial bem sucedida e que vem reforçar a confiança neste lançador Indiano. O lançamento teve lugar às 1628UTC do dia 10 de Julho de 2015 a partir da Plataforma de Lançamento FLP do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.

A bordo do PSLV-C28 encontravam-se os satélites DMC3-1, DMC3-2, DMC3-3, DeorbitSail-1 e CBNT-1.

Todas as fases do lançamento decorreram como previsto com os quatro estágios do foguetão PSLV-C28 a colocar nas respectivas órbitas as diversas cargas a bordo. A separação dos satélites DMC3-1, DMC3-2 e DMC3-3 tem lugar, respectivamente, às 1648UTC (T+17m 56,6s, T+17m 56,8s e T+17m 57,0s), enquanto que o satélite DeorbitSail-1 separa-se às 1649UTC (T+18m 36,1m) e o satélite CBNT-1 separa-se às 1650UTC (T+19m 16,1s).

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Lançamento

A ignição do primeiro estágio ocorre a T=0s com os propulsores laterais de combustível sólido a entrarem em ignição aos pares e de forma sequencial: os propulsores 1 e 2 entram em ignição a T+0,42s, os propulsores 3 e 4 a T+0,62s e os propulsores 5 e 6 a T+25,0s, com o veículo já em voo e após deixar a plataforma de lançamento.

A separação dos propulsores 1 e 2 ocorre a T+1m 9,9s, seguindo-se a separação dos propulsores 3 e 4 a T+1m 10,1s e finalmente a separação dos propulsores 5 e 6 a T+1m 32,0s. O lançador continua a ascensão propulsionado pelo primeiro estágio até T+1m 50,2s, altura em que este se separa. A ignição do segundo estágio ocorre a T+1m 50,4s.

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A separação da carenagem de protecção ocorre a T+2m 34,7s, pois é agora desnecessária e representa um peso extra para o lançador, sendo assim descartada. A separação é sequencial com a quebra pirotécnica das ligações entre as duas metades da carenagem de protecção e de seguida, pela actuação de molas, a carenagem separa-se do veículo.

Terminada a queima do segundo estágio, este separa-se a T+4m 22,16s, com a ignição do terceiro estágio a ocorrer a T+4m 23,3s. Terminando a sua queima, o terceiro estágio separa-se a T+8m 37,2s, com o quarto estágio a entrar em ignição a T+8m 47,2s. Este termina a sua queima a T+17m 19,1s e a uma altitude de cerca de cerca de 652 km.

A carga a bordo do PSLV-C28

Os satélites DMC3 foram desenvolvidos e construídos pela Surrey Satellite Technology Ltd (SSTL) após um contrato assinado com a DMC International Imaging (DMCii) em Junho de 2011. Os satélites são baseados na plataforma SSTL-300-S1 e têm uma massa de 447 kg. Os satélites serão capazes de obter imagens com uma resolução de 1 metro, tendo a capacidade de envio de informação para o solo extremamente rápida e o sistema óptico é capaz de obter imagens de localizações a 45º do seu percurso orbital. Os satélites serão utilizados para detecções de alterações no solo, monitorização de desastres e planeamento. Os satélites são financiados pela companhia Chinesa 21AT (Twenty First Century Aerospace Technology Company Ltd).

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O DeorbitSail-1 é um satélite baseado na plataforma CubeSat-3U, tendo uma massa de 7 kg no lançamento. O projecto irá demonstrar a utilização de uma vela desdobrável para ser utilizada numa rápida remoção orbital. Este projecto tira partido da cooperação entre o Centro Estacial Surrey (Reino Unido), Caltech (EUS), a agência espacial Alermã DLR, a EADS Astrium (França), Universidade de Stellenbosch (África do Sul), Universidade de Patras (Grécia), Athena-SPU (Grécia), Universidade de Técnica de Middle-Eastern (Turquia), Surrey Satellite Technology Limited – SSTL (Reino Unido) e ISIS (Holanda). Utilizando uma vela com quatro asas de 4 metros de comprimento, o satélite irá aumentar o arrastamento aerodinâmico utilizando uma grande superfície. Com o aumento do atrito atmosférico, a sua altitude orbital irá diminuir até à reentrada.

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Desenvolvido pela Surrey Satellite Technology Limited (SSTL), o satélite CBNT-1 tem uma massa de 91 kg no lançamento. A sua missão é a de testar vários sistemas e tecnologias espaciais. Poucas informações foram fornecidas sobre os objectivos da missão ou sobre os sistemas a bordo, o que poderá indicar alguma aplicação militar ou de interesse comercial.

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O foguetão PSLV

O foguetão PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) foi desenhado e desenvolvido pelo ISRO para colocar em órbita polar sincronizada com o Sol, satélites com um peso máximo de 1.000 kg da classe IRS. Segundo dados fornecidos pelo ISRO, desde o seu primeiro voo em Outubro de 1994 a capacidade do PSLV foi aumentada de 850 kg para os actuais 1.400 kg para uma órbita sincronizada com o Sol a 820 km de altitude. O lançador demonstrou também uma capacidade múltipla no lançamento de diferentes satélites.

O PSLV foi desenvolvido no Centro Espacial Vikram Sarabhai, Thiruvananthapuram. O sistema de inércia foi desenvolvido pela unidade IISU (ISRO Inertial Systems Unit), localizado também em Thiruvananthapuram. O Centro de Sistemas de Propulsão Líquida desenvolveu os estágios de propulsão líquida bem como os sistemas de controlo de reacção. O Centro Espacial Satish Dawan, SHAR, processa os motores de combustível sólido e leva a cabo as operações do lançamento.
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A melhoria das capacidades do PSLV foi conseguida através de vários meios: aumento da capacidade de carga de propolente no primeiro, segundo e quarto; melhoria na performance do motor do terceiro estágio ao se optimizar o motor e a carga de combustível; e introdução de um adaptador de carga de material compósito carbónico. A sequência de ignição dos propulsores laterais foi também alterada. Anteriormente dois dos propulsores entravam em ignição na plataforma de lançamento e os restantes quatro entravam em ignição com o veículo á em voo. Esta sequência foi alterada, entrando em ignição no solo quatro propulsores e os restantes dois entram em ignição com o veículo já em voo.

O PSLV tem uma altura de 44,4 metros, um diâmetro base de 2,8 metros e um peso de 294.000 kg. O PSLV é um lançador a quatro estágios, sendo o segundo e o quarto estágios a combustível líquido e os restantes a combustível sólido. O PSLV é capaz de colocar 3.700 kg numa órbita terrestre baixa a 200 km de altitude com uma inclinação de 49,5º em relação ao equador terrestre ou então 800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O primeiro estágio PS1 é um dos maiores estágios a combustível sólido actualmente existente, transportando 138.000 kg de HTPB (Hydroxyl Terminated Poly Butadiene). Tem um peso bruto de 210.000 kg (138.000 kg referentes ao corpo central juntamente com 72.000 kg referentes a seis propulsores laterais PSOM-XL com uma massa de 12.000 kg cada um) e desenvolve uma força de 4.787 kN no lançamento, tendo um Ies de 269 s (Ies-nm de 237 s) e um Tq de 102 s (os propulsores laterais de combustível sólido tem um Tq de 49 s). O seu comprimento total é de 20,3 metros e o seu diâmetro é de 2,8 metros, com os propulsores laterais a terem um diâmetro de 1,0 metros e um comprimento de 12,4 metros. Em torno do primeiro estágio estão colocados seis propulsores de combustível sólido. Destes seis propulsores, quatro entram em ignição no momento T=0, aumentando a força inicial do primeiro estágio.
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O segundo estágio PS2 emprega o motor Vikas, desenvolvido pela Índia, e transporta 40.000 kg de UDMH e N2O4. Tem um comprimento de 12,8 metros, um diâmetro de 2,8 metros e é capaz de desenvolver 804 kN no lançamento, tendo um Ies de 293 s e um Tq de 148 s. Este segundo estágio tem um peso bruto de 45.800 kg e um peso de 5.300 kg sem combustível.

O terceiro estágio PS3 utiliza combustível sólido. Tem um comprimento de 3,6 metros e um diâmetro de 2,0 metros, sendo capaz de desenvolver 242 kN no lançamento, tendo um Ies de 294 s e um Tq de 110 s. Tem um peso bruto de 8.400 kg, pesando 1.100 kg sem combustível. O compartimento do motor é fabricado à base de fibra de poliaramida.
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O quarto estágio PS4 utiliza dois motores de combustível líquido que consomem MMH (Mono Metil Hidrazina) e MON (Mixed Oxides of Nitrogen). Tem um comprimento de 2,9 metros e um diâmetro de 2,8 metros, atingindo uma envergadura de 2,0 metros e sendo capaz de desenvolver 7,3 x 2 kN no lançamento (Ies de 308 s; Tq de 515 s). Tem um peso bruto de 2.920 kg, pesando 920 kg sem combustível.

A carenagem de protecção dos satélites tem um diâmetro base de 3,2 metros, podendo no entanto ser utilizadas outras variantes desta carenagem.
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O primeiro lançamento do PSLV (PSLV-D1) teve lugar a 20 de Setembro de 1993 (0512UTC) e acabou num fracasso (1993-F03), falhando a colocação em órbita do satélite IRS-1E. A primeira missão com sucesso teve lugar a 15 de Outubro de 1994 (0505UTC) quando o foguetão PSLV-D2 colocou em órbita o satélite IRS-P2 (23323 1994-068A).

O PSLV utiliza um grande número de sistemas auxiliares para a separação dos estágios, separação da ogiva de protecção, etc. Estes sistemas estão divididos pelos diferentes estágios:

•    1º Estágio: sistema SITVC (Secondary Injection Thrust Vector Control) para controlo de translação, e motores de reacção para controlo da rotação;
•    2º Estágio: movimentação do motor para controlo de translação e motor de controlo da rotação;
•    3º Estágio: escape (tubeira) flexível para controlo de translação e sistema de controlo de reacção PS-4 para controlo da rotação;
•    4º Estágio: movimentação do motor para controlo de translação e sistema de controlo de reacção reactivável para controlo de atitude.

O sistema de navegação inercial localizado no compartimento de equipamento no topo do quarto estágio guia o lançador desde o seu lançamento até à injecção do satélite em órbita. O veículo possui instrumentação para monitorizar a sua performance durante o voo. O sistema de detecção fornece informação em tempo real sobre o desempenho do veículo permitindo uma segurança do voo e permite a determinação da órbita preliminar na qual o satélite é colocado.

A versão PSLV-CA (CA – Core Alone) foi desenvolvida a partir da versão standard do lançador PSLV-C e é seleccionada tendo em conta o peso das cargas a ser colocadas em órbita. Esta versão tem uma massa de 230.000 kg no lançamento.

Dados Estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5461

– Lançamento orbital com sucesso: 5110

– Lançamento orbital Índia: 46

– Lançamento orbital Índia com sucesso: 39

– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR: 46

– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR com sucesso: 39

– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR em 2015: 2

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 recente 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).
2015-032 1

2015-032 2

Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 33,3% foram realizados pela Rússia; 30,3% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 6,1% pela China; 15,2% pela Arianespace; 6,1% pelo Japão, 6,1% pela Índia e 3,0% pelo Irão.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

15 Julho (1536:00) – Atlas-V/401 (AV-055) – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – GPS-IIF-10 (SV-11)

15 Julho (2142:00) – Ariane-5ECA (L578?/VA224) – CSG Kourou, ELA3 – Star One-C4; MSG-4/Meteosat-11

22 Julho (2102:46) – 11A511U-FG Soyuz-FG (G15000-052) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz TMA-17M (Союз ТМА-17М)

23 Julho (0007:00) – Delta-IV-M+(5,4) (D341) – Cabo Canaveral AFS, SLC-37B – WGS-7

24 Julho (????:??) – CZ-3B Chang Zheng-3B/Y1 (Y26/Y2) – Beidou-3 M02 (?); Beidou-3 M03 (?)

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