Japão lança GPM para observar a precipitação global



Lançamento GPM 01

O Japão levou a cabo o lançamento do observatório GPM destinado a observar a precipitação global no nosso planeta. O lançamento do novo satélite, juntamente com sete outros pequenos satélites, teve lugar às 1837:00UTC do dia 27 de Fevereiro de 2014 e foi levado a cabo pelo foguetão H-2A/202 (F-23) lançado a partir da Plataforma de Lançamento LP1 do Complexo de Lançamento Yoshinubo do Centro Espacial de Tanegashima.

Todas as fases do lançamento decorreram sem problemas e a separação do GPM teve lugar às 1853UTC.

Lançamento GPM 03

Lançamento GPM 02

O satélite GPM

O século XXI é muitas vezes denominado como “o século da água”. A água é um elemento essencial para o ambiente da Terra e é indispensável para a nossa vida e actividades económicas. Muitos lugares do mundo enfrentam agora GPM_2014-02-26_19-58-29problemas relacionados com a água, tais como escassez de água e inundações. Juntamente com estes problemas, o aquecimento global e alterações climáticas que também afectam o ciclo global da água e resultam em condições meteorológicas anormais, tais como frequentes chuvas fortes e secas. De forma a resolver estes problemas, necessitamos urgentemente de determinar de forma precisa a distribuição da precipitação, que é a origem de todos os recursos aquáticos, e de melhorar as técnicas necessárias para prever e preparar para condições anormais.

O Japão trabalhou conjuntamente com os Estados Unidos para medir a precipitação tropical e subtropical através da missão Tropical Rainfall Measuring Mission (TRMM). O programa GPM (Global Precipitation Measurement) é projectado para tornar mais preciso e frequente a observação da precipitação global ao expandir a área de observação para incluir latitudes mais elevadas.

GPM_2014-02-26_19-53-13

GPM_2014-02-26_19-53-22

O programa GPM é composto por um satélite principal (GPN Core), que transporta um radar Dual-frequency Precipitation Radar (DPR) e um radiómetro de microondas, e uma constelação de satélites, que transportam radiómetros de microondas. Dirigido pela JAXA e pela NASA, o programa GPM irá ser levado a cabo através da cooperação internacional e juntamente com a Indian Space Research Organisation (ISRO), a European Organisation for the Exploitation of Meteorological Satellites (EUMETSAT), com o Centre National d’Études Spatiales (CNES) e com a United States National Oceanic and Atmospheric Administration (NOAA).

A JAXA é responsável pelo desenvolvimento de um instrumento chave, o DPR, em cooperação com o National Institute of Information and Communications Technology (NICT). A NASA desenvolveu o modelo do satélite e o seu radiómetro microondas. Outras organizações e países parceiros são responsáveis pelo desenvolvimento dos satélites da constelação que irão permitir a medição global da precipitação a cada três horas.

O satélite GPM Core tinha uma massa de 3.850 kg no lançamento e as suas dimensões são 11,6 x 6,5 x 4,9 metros. O seu tempo de vida útil será de três anos.

GPM 03

O Dual-frequency Precipitation Radar (DPR)

O DPR é o sucessor do primeiro radar de medição de precipitação lançado a bordo do TRMM. O DPR é composto por dois radares; o radar de precipitação de banda-Ku (13,6 GHz) e o radar de precipitação de banda-Ka (35,55 GHz). Ao combinar estas duas frequências distintas, é possível observar a precipitação e estimar os parâmetros de queda de chuva com um alto grau de sensibilidade e precisão. Os dados obtidos serão utilizados como um standard de calibração para a estimativa de precipitação  a partir de radiómetros de microondas a bordo do satélite principal e dos satélites da constelação. Assim, seremos capazes de melhorar a precisão das estimativas de precipitação e medir essa precipitação com um alto grau de precisão e frequência.

GPM 01

GPM 02

GPM 04

Utilização dos dados

Os dados do GPM serão distribuídos pelas organizações a uma velocidade em tempo quase real. Espera-se que os dados sejam utilizados em campos operacionais e em mitigação de desastres hidro-meteorológicos, tais como a previsão de inundações e melhoramento na precisão da predição numérica do tempo e previsão de furacões, bem como em campos de investigação tais como na elucidação do clima e variações no ciclo da água.

A figura em baixo mostra uma imagem de um mapa de precipitação global, que foi produzido utilizando dados do TRMM e de outros satélites, sobrepondo os dados com imagens do coberto de nuvens sobre a superfície terrestre. Na era GPM, o número de satélites disponíveis irá aumentar, e a precisão das estimativas da precipitação será melhorada.

GPM_2014-02-26_21-55-34

Os outros satélites a bordo do H-2A

Juntamente com o GPM/DPR foram lançados sete outros satélites: STARS-2, Shindaisat, TeikoSat-3, KSAT-2, OPUSAT, INVADER e ITF-1.

Também designado STARS-II, o satélite STARS-2 (Space Tethered Autonomous Robotic Satellite-2) é um nanossatélite de demonstração tecnológica desenvolvido pela Universidade de Kegawa, Takamatsu – Kegawa – Japão, consistindo numa configuração de satélite ‘mãe-filha’. O objectivo principal do STARS-2 é a verificação tecnológica de um sistema robótico de cabo electrodinâmico. O satélite ‘mãe’ (designado ‘Ku’) possuí um sistema de abertura de um cabo e um sistema de controlo de tensão. O satélite ‘filha’ (designado ‘Kai’) é composto por um sistema de cabo robótico.

Stars2_Auto6

O STARS-2 é uma missão de seguimento da missão STARS-1 que foi lançada a 23 de Janeiro de 2009. O satélite principal tem uma massa de 5 kg e as suas dimensões são 160 mm x 160 mm x 253 mm, enquanto que o satélite secundário tem uma massa de 4 kg e as suas dimensões são 160 mm x 160 mm x 158 mm. O STARS-2 separa-se às 1905:18UTC.

O satélite ShindaiSat (Ginrei) é um microssatélite experimental de comunicações por luz visível desenvolvido pela Universidade de Shinshu (Wakasato – Nagano – Japão) com o objectivo de demonstração orbital a longa distância (distâncias superiores a 400 km), ao utilizar LED (Light Emission Diodes) como ligação de comunicação óptica. O projecto tem uma natureza educacional com os estudantes a participarem em todos os níveis de desenvolvimento do satélite. A sua massa no lançamento é de 35 kg. O Shindaisat separa-se às 1901:09UTC.

shindaisat__1

O TaikoSat-3 (ou satélite de observação microbiana) foi desenvolvido pela Universidade de Teikyou. O pequeno satélite foi projectado para estudar o impacto da radiação espacial e do ambiente de microgravidade num bolor designado Dictyostelium discoideum. Esta espécie de amoeba pertence ao filo Mycetoza, tendo um ciclo de vida relativamente curto o que permite a observação de todos os estágios da sua vida. No lançamento o Taikosat-3 tem uma massa de 20 kg. Este satélite separa-se às 1909:29UTC.

Teikosat-3

O KSAT-2 (Kagoshima Satellite-2), ou Hayato-2, é um pequeno CubeSat-1U com uma massa de 1,5 kg desenvolvido pela Universidade de Kagoshima e é uma modificação do falhado KSAT (Hayato).

O satélite tem como principais objectivos estudar a previsão da formação de furacões, obter imagens em directo da superfície terrestre, realizar experiências para a localização de satélites na órbita terrestre baixa, experiências de determinação orbital com um interferómetro rádio, experiências de seguimento de satélites na órbita terrestre baixa, verificação da abertura de um braço pantográfico no espaço, e envio de mensagens de encorajamento para o Japão a partir do espaço. O KSAT-2 separa-se às 1917:39UTC.

ksat-2__1

O Osaka Prefecture University Satellite (OPUSAT) é um nanossatélite desenvolvido pela Universidade da Prefeitura de Osaka, sendo baseado no modelo CubeSat-1U e tendo uma massa de 1,4 kg.

O principal objectivo deste satélite é a demonstração avançada de um sistema de fornecimento de energia híbrido utilizando um capacitor de iões de lítio (Li-C) e uma bateria de iões de lítio. O Li-C permite a operação a longo termo em descarga de alta energia e no ciclo carga – descarga, funcionando sem problemas no espaço mesmo sem a presença de um aquecedor. O OPUSAT está também equipado com duas pequenas asas solares e com um sistema de estabilização por rotação utilizando torques magnéticos. O OPUSAT separa-se às 1904:59UTC.

opusat

 O pequeno INVADER (Interactive satellite for Art and Design Experimental Research) é um CubeSat-1U com uma massa de 1,5 kg e constitui um projecto artístico da Universidade de Arte de Tama, sendo a primeira missão do projecto ARTSAT (Art and Satellite Project).

O satélite deverá contribuir para a comunidade de rádio-amadores do ponto de vista do campo artístico. A bordo encontra-se o seguinte equipamento: alguns sensores para a utilização de dados para a arte (ao criar algum equipamento que altera de cor consoante a temperatura do satélite), uma pequena câmara para obtenção de imagens da Terra, e um Digi-Talker que transmite dados de voz utilizando FM e para transmissão de dados do sensor utilizando o Digi-Talker. O INVADER separa-se às 1906:19UTC.

invader

O pequeno Imagine The Future-1 (ITF-1), também designado Yui, é baseado no modelo CubeSat-1U e foi desenvolvido pela Universidade de Tsukuba. O satélite irá transmitir telemetria através de Código Morse. O satélite separa-se às 1903:39UTC.

ift-1

O foguetão H-2A/202

O desenvolvimento do lançador H-2A surgiu após os maus resultados obtidos com o lançador H-2 que resultaram na perda de vários satélites nas suas missões finais.

O H-2A na sua versão 202 é um lançador a três estágios auxiliados por dois propulsores laterais de combustível sólido SRB-A que entram em ignição no lançamento. Assim, o H-2A/202 tem a capacidade de colocar 10.000 kg numa órbita baixa de 300 km de altitude com uma inclinação de 30,4º ou então pode colocar 4.100 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento é capaz de desenvolver 5.600 kN, tendo uma massa total de 285.000 kg. A sua envergadura é de 9 metros. O seu diâmetro é de 4,0 metros e o seu comprimento atinge os 53,00 metros.
H-2A
Cada SRB-A (Solid Rocket Boosters-A), considerado por muitos como o estágio 0 (zero), tem um peso bruto de 75.500 kg, pesando 10.500 kg sem combustível. Cada propulsor tem um diâmetro de 2,5 metros, um comprimento de 15,1 metros e desenvolve 229.435 kgf no lançamento, com um Ies de 282,5 s (vácuo), um Ies-nm de 230 s e um Tq 101 s.

O primeiro estágio do H-2A/202 (H-2A-1) tem um peso bruto de 113.600 kg, pesando 13.600 kg sem combustível. Tem um diâmetro de 4,0 metros, um comprimento de 37,2 metros e desenvolve 111.964 kgf no lançamento, com um Ies de 440 s (vácuo), um Ies-nm de 338 s e um Tq 390 s. Está equipado com um motor LE-7A, desenvolvido pela Mitsubishi, que consome LOX e LH2. O LE-7A pode variar a sua potência em 72%.
GPM_2014-02-26_19-47-39
Finalmente o segundo estágio tem um peso bruto de 16.900 kg, pesando 3.100 kg sem combustível. Tem um diâmetro de 4,0 metros, um comprimento de 9,2 metros e desenvolve 13.970 kgf no lançamento, com um Ies de 448 s e um Tq 534 s. Está equipado com um motor LE-5B, desenvolvido pela Mitsubishi, que consome LOX e LH2.
GPM_2014-02-26_19-47-22

f23_cd_03

Estatísticas:

 – Lançamento orbital: 5344

 – Lançamento orbital com sucesso: 4997

 – Lançamento orbital Japão: 94

 – Lançamento orbital Japão com sucesso: 85

 – Lançamento orbital desde Tanegashima: 58

 – Lançamento orbital desde Tanegashima com sucesso: 56

A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento: 1ª coluna – lançamentos efectuados (lançamentos fracassados); 2ª coluna – lançamentos previstos à data; 3ª coluna – satélites lançados:

Baikonur – 2 / 32 / 3

Plesetsk – 0 / 18 / 0

Dombarovskiy – 0 / 5 / 0

Cabo Canaveral AFS – 3 / 26 / 3

Wallops Island MARS – 1 / 3 / 34

Vandenberg AFB – 0 / 7 / 0

Kauai TF – 0 / 1 / 0

Jiuquan – 0 / 1* / 0

Xichang – 0 / 6* / 0

Taiyuan – 0 / 3* / 0

Hainan – 0 / 1 / 0

Tanegashima – 1 / 6 / 8

Kourou – 1 / 16 / 2

Satish Dawan, SHAR – 1 / 5 / 1

Odyssey – 0 / 1 / 0

Semnan – 0 / 2* / 0

* Valores não precisos

Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo 22,2% foram realizados pela Rússia; 44,4% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 0% pela China; 11,1% pela Arianespace; 11,1% pelo Japão; 11,1 % pela Índia e 0% pel0 Irão.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são:

15 Mar (2308:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (93542/99545) – Baikonur, LC81 PU-24 – Express-AT1 (Экспресс-АТ1); Express-AT2 (Экспресс-АТ2)

16 Mar (0841:00) – Falcon-9 v1.1 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Dragon SpX-3 (CRS3); Hermes-2; LMRSat; TechCube-1 ; All-Star-THEIA; Ho’oponopono-2; SporeSat; TSAT (TestSat-Lite)

21 Mar (2205:00) – Ariane-5ECA (VA216) – CSG Kourou, ELA3 – Astra-5B; Amazonas-4A

24 Mar (????:??) – 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat-M (78085168/112-01) – GIK-1 Plesetsk, LC43/4 – GLONASS-M (blok-50s)

25 Mar (????:??) – Atlas-V/541 – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – NROL-65

25 Mar (2117:25) – 11A511U-FG Soyuz-FG (Т15000-047) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz TMA-12M (Союз ТМА-12М)

Deixe um comentário