Índia lança satélite de comunicações GSAT-7A

A Índia levou a cabo o lançamento do satélite de comunicações GSAT-7A para uma órbita de transferência geossíncrona super-sincronizada às 1040UTC do dia 19 de Dezembro de 2018 utilizando o foguetão GSLV-F11 a partir da Plataforma de Lançamento SLP (Second Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dhawan, SHAR, Ilha de Sriharikota.

Nesta missão a ISRO utilizou pela primeira vez o motor CUS15 em vez do motor CUS12.5 no estágio superior, permitindo assim um aumento na quantidade de prepolente transportada de 12.800 kg para 15.000, e um aumento no tempo de queima para cerca de 1 minuto e 20 segundos. Convém notar que esta é a primeira vez que um motor CUS15 fabricado na Índia será utilizado, tendo um motor CUS15 fabricado na Rússia sido utilizado na missão F06 em Dezembro de 2010. Com estas alterações, o foguetão tem uma altura de cerca de 50 metros, sendo anteriormente de cerca de 48 metros. Nesta missão a força máxima dos motores CE-7.5 foi aumentada para 113%, sendo anteriormente de cerca de 109%.


A missão GSLV-F11/GSAT-7A foi o 69º lançamento orbital desde o Centro Espacial Satish Dhawan SHAR. Foi também o 13º voo do GSLV MK-II, o 7º voo do GSLV MK-II com um estágio criogénico desenvolvido na Índia. Sendo o 39º satélite de comunicações desenvolvido pela ISRO, este foi o 7º lançamento orbital realizado pela Índia em 2018.

O GSAT-7A é um satélite de comunicações militar para a Força Aérea Indiana, transportando uma carga de transponders de banda-Ku. Baseado na plataforma I-2K, o GSAT-7A tem uma massa de 2.250 kg no lançamento. O seu tempo de vida útil é de 8 anos. As suas dimensões são 1,53 x 1,65 x 2,4 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 3,3 W de potência.

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).

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.

O 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 4.846,9 kN de força máxima. Tem um comprimento de 20,176 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 132,228 t de prepolente (no lançamento a sua massa é de 160,869 t) 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 759,4 kN de força máxima. Cada propulsor tem um comprimento de 19,682 metros e um diâmetro de 2,1 metros. Transportam 190,930 t de propelente e o seu tempo de queima é de 148,9 segundos.

O segundo estágio (GS-2 ou GL40) também utiliza o motor Vikas e desenvolve 846,8 kN de força máxima. Tal como os propulsores laterais, consome UH25 e N2O4. Tem um comprimento de 11,938 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 42,196 t de propelente (a sua massa no lançamento é de 47,343 t) e o seu tempo de queima é de 150 segundos.

Finalmente, o terceiro estágio (GS-3) utiliza o motor CSU15 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 9,89 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 14.996 t de propelente criogénico e a sua massa no lançamento é de 17.579 t.

O estágio criogénico superior utilizado pelo GSLV-F11 tinha a designação de CUS15. 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.

Lançamento do GSLV-F11

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+2m 29s, os propulsores terminam a sua queima e o segundo estágio entra em ignição nessa altura. A separação do primeiro estágio e dos propulsores ocorre a T+2m 31,20s.

A separação do GSAT-7A dá-se às 1059UTC numa órbita com um perigeu a 171,8 km e apogeu a 39.000 km, com uma inclinação de 19,35º. Posteriormente o satélite utiliza os seus próprios meios de propulsão para atingir a sua órbita operacional após a realização de três manobras orbitais com uma variação total de velocidade de 1.656 m/s.

Após a separação do GSAT-7A, 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.

Dados estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5796

– Lançamento orbital Índia: 68 (1,17%)

– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR: 68 (1,17%)

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

19 Dez (1407:??) – Falcon-9 (B1054.1) – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – GPS-3 SV01 (Vespucci)

19 Dez (1637:14) – 372RN21A Soyuz ST-A/Fregat-M (VS20 / ????? / M133-10) – CSO-1 (Composante Spatiale Optique-1)

20 Dez (0144:??) – Delta IV-Heavy (D381) – Vandenberg AFB, SLC-6 – NROL-71 (KH-11 17)

25 Dez (2212:??) – 8K82KM Proton-M/Briz-M – Baikonur, LC200 PU-39 – Blagovest n.º 13L

25 Dez (????:??) – CZ-3C Chang Zheng-3C/G2 – Xichang, LC3 – TJSW-3 Tongxin Jishu Shiyan Weixing-3

 

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