OSIRIS-Rex lançada para desvendar os segredos dos asteróides



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A United Launch Alliance (ULA) levou a cabo com sucesso o lançamento da sonda OSIRIS-Rex da NASA às 23:05:00UTC do dia 8 de Setembro de 2016. O lançamento foi levado a cabo pelo foguetão Atlas-V/411 (AV-067) a partir do Complexo de Lançamento SLC-41 do Cabo Canaveral AFS.

A OSIRIS-REx irá explorar o asteróide (101955) Bennu durante um ano antes de proceder à obtenção das amostras da sua superfície. A missão junto do Bennu tem uma duração de dois anos e tem como objectivo estudar o contexto geológico do asteróide que é essencial para a nossa compreensão destes corpos cósmicos. As amostras serão trazidas de volta para a Terra em 2023.

O lançamento decorreu sem problema com o foguetão Atlas-V/411 a abandona a plataforma de lançamento a T+1,1s. A separação do único propulsor lateral de combustível sólido ocorreu a T+2m 19,0s e o final da queima do estágio Atlas (Booster Engine CutOff – BECO) ocorreu a T+4m 2,8s. A separação entre o estágio Atlas e o estágio Centaur deu-se a T+4m 8,8s e a primeira ignição do estágio Centaur ocorreu a T+4m 18,8s.

A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu a T+4m 26,8s. O final da primeira queima do estágio Centaur deu-se a T+12m 22,5s. O conjunto entrou aqui numa órbita de parqueamento onde permaneceu até T+33m 48,2s, altura em que se iniciou a segunda queima do estágio Centaur que terminou a T+40m 38,6s. A separação da sonda OSIRIS-Rex ocorreu a T+40m 38,6s a uma aceleração de 29,298 km/s2.

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Iniciando a sua viagem em direcção ao asteróide Bennu, a OSIRIS-REx irá realizar uma manobra de assistência gravitacional um ano após o seu lançamento e iniciará a sua aproximação ao seu alvo em Agosto de 2018. 

A sonda OSIRIS-REx

Atlas-V_OSIRISRex 3A sonda OSIRIS-REx (Origins, Spectral Interpretation, Resource Identification, Security – Regolith Explorer) tem um comprimento de 6,2 metros (com os painéis solares abertos), uma largura de 2,43 metros e uma altura de 3,15 metros. O braço de obtenção de amostras tem um comprimento de 3,35 metros. No lançamento tem uma massa de 2.110 kg, tendo uma massa de 880 kg sem propelente. A cápsula de recolha de amostras ten uma massa de 46 kg. Os seus painéis solares geram entre 1.226 watts e 3.000 watts, dependendo da distância da sonda ao Sol. Durante as operações em torno do asteróide Bennu, a luz demora entre 4,4 e 18 minutos (ida) entre a Terra e a sonda.

Uma informação mais detalhada sobre a missão pode ser encontrada aqui e a página oficial da missão pode ser encontrada aqui com mais informações aqui.

Atlas-V_OSIRISRex 1Os principais objectivos da missão são a obtenção e análise de amostras da superfície do asteróide Bennu; interpretação espectral do asteróide, fornecendo observações directas para dados telescópicos de toda a população de asteróides; identificação de recursos, mapeando a a química e a mineralogia de um asteróide rico em carbono; segurança, medindo o efeito da luz solar na possível alteração orbital de um pequeno asteróide (efeito Yarkovsky – o impulso criado quando um asteróide absorve luz solar e re-emite esse calor como radiação infravermelha), explorando o rególito, documentando o material solto à superfície do asteróide no local de prospecção até uma escala sub-centimétrica.

Os instrumentos a bordo da OSIRIS-REx são: a OCAMS (OSIRIS-REx Camera Suite), desenvolvida pela Universidade do Arizona este conjunto de câmaras irá permitir a obtenção de imagens da superfície do asteróide Bennu em vários comprimentos de onda; a OVRIS (OSIRIS REx Visible-Infrared Spectrometer) é um espectrómetro desenvolvido pelo Centro Espacial Goddard da NASA; o OTES (OSIRIS-REx Thermal Emission Spectrometer) é um espectrómetro de emissão térmica desenvolvido pela Universidade Estatal do Arizona; e o OLA (OSIRIS-REx Laser Altimeter) é um altímetro laser desenvolvido pela Agência Espacial do Canadá.atlas-v_osirisrex-4

Após chegar às proximidades do Bennu, a OSIRIS-REx irá iniciar uma série de manobras em torno do asteróide, culminando em sobrevoos de reconhecimento a uma altitude de 240 metros da superfície. Estas manobras são parte de uma intensa campanha de mapeamento da superfície que utilizará uma variedade de instrumentos a bordo da sonda. A OSIRIS-REx irá mapear de forma global a superfície do asteróide utilizando câmaras ópticas e o altímetro. A sonda irá também utilizar espectrómetros ópticos, de infravermelhos e de emissão térmica para gerar mapas mineralógicos, orgânicos e de emissão térmica da superfície bem como informação espectral local de possíveis locais de recolha de amostras.

A equipa de cientistas irá utilizar os mapas e outras informações obtidas pela OSIRIS-REx para seleccionar um local no asteróide onde a sonda irá fazer a recolha de amostras. Uma vez seleccionado o local de recolha, a OSIRIS-REx irá aproximar-se, mas não «aterrar», no Bennu. Em vez da descida na superfície, a sonda irá extender um braço robótico denominado Touch-and-Go Sample Acquisition Mechanism (TAGSAM) para obter amostras para análise. O TAGSAM irá libertar uma quantidade de azoto, recolhendo amostras ao causar que as pedras e o material solto na superfície sejam influenciados pelo «sopro» de gás. Deverão ser obtidos entre 0,06 kg e 2 kg de amostras. As amostras serão depois armazenadas num pequeno contentor no interior da cápsula de recolha Sample Return Capsule (SRC) quando a sonda regressar à Terra.

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Finalizando as operações de estudo e obtenção de amostras, a sonda irá iniciar uma viagem de 2,5 anos de regresso à Terra em Março de 2021. Quando se aproximar da Terra, uma manobra final de correcção de trajectória irá colocar a OSIRIS-REx na posição para proceder à libertação da cápsula que contém as amostras do Bennu e que irá aterrar no Utah Test and Training Range (UTTR), Toole County – Utah, em Setembro de 2023. A SRC será separada da OSIRIS-REx quatro horas antes da reentrada atmosférica. Somente a SRC irá reentrar na atmosfera terrestre e a OSIRIS-REx irá então executar uma manobra para evitar o nosso planeta, entrando em órbita em torno do Sol.

atlas-v_osirisrex-5Reentrando a uma velocidade de mais de 12,2 km/s, a SRC irá utilizar o seu escudo ablativo para sobreviver a esta fase do regresso à Terra. Após a reentrada, a cápsula utilizará um sistema de pára-quedas para diminuir a sua velocidade. Um pára-quedas de travagem irá proporcionar estabilidade a velocidades supersónicas, abrindo-se de seguida o pára-quedas principal quando a cápsula atingir uma altitude de 3 km, diminuindo a velocidade para 5m/s para a aterragem.

Posteriormente a cápsula será transportada para o Astromaterials Acquisition and Curation Office no Centro Espacial Johnson, Houston – Texas, onde as amostras serão armazenadas e examinadas.

 O foguetão Atlas-V

A 2 de Maio de 2005 a Boeing Company e a Lockheed Martin Corporation anunciaram a intenção de formar uma empresa conjunta denominada United Launch Alliance (ULA) que juntava assim duas das mais experientes e bem sucedidas companhias que suportaram a presença americana no espaço por 50 anos. Em conjunto os lançadores Atlas (Lockheed Martin) e Delta (Boeing) transportaram mais de 850 cargas para a órbita terrestre e não só, desde satélite meteorológicos, de telecomunicações, veículos militares, satélites científicos e sondas interplanetárias que alargaram o nosso conhecimento do Universo.

ULA's Atlas V Solid Rocket Booster (SRB) being lifted and stationed onto stand at Pad 41 for the OSIRIS-REx upcoming launch.

A ULA proporciona assim dois veículos capazes de proporcionar um acesso seguro, económico, fiável e eficiente ao espaço para as missões governamentais americanas, continuando assim uma tradição de apoio às iniciativas espaciais estratégicas norte-americanas com soluções de lançamento avançadas e robustas.

A equipa da ULA engloba mais de 3800 funcionários que trabalham em locais espalhados pelos Estados Unidos. A sede da empresa está situada em Denver, Colorado, com a maior parte das actividades de engenharia e administrativas consolidadas nas instalações da Lockheed Martin Space Systems Company. As operações de integração e montagem estão localizadas nas instalações de fabrico e montagem da Boeing em Decatur, Alabama. As estruturas mecânicas do Atlas-V, fabrico da ogiva de protecção, do sistema de adaptação e montagem são levadas a cabo em Harlingen, Texas.

As instalações de lançamento utilizadas pela ULA são o SLC-17 (Plataformas A e B), SLC-37 (foguetões Delta-2 e Delta-4, respectivamente) e o SLC-41 (Atlas) no Cabo Canaveral, e SLC-2W (Delta-2), SLC-6 (Delta-4) e o SLC-3E (Atlas-V) na Base Aérea de Vandenberg.

O míssil balístico Atlas teve a sua origem requisição feita pela Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) em Outubro de 1945, que conduziu ao desenvolvimento durante a década de 50 dos mísseis Atlas, Navaho, Snark, Matador e Mace. Em 10 de Janeiro de 1946 foram submetidas duas propostas para a construção de mísseis com um alcance de 11.100 km, sendo uma das proposta a de um míssil alado e propulsionado a jacto e a outra proposta e de um míssil supersónico, de trajectória balística e propulsionado por foguetão. A proposta do míssil balístico incluía o aparecimento de novas tecnologias, tal como o desenho de uma estrutura de peso reduzido através  do uso de tanques de combustível de parede única e incluídos numa única estrutura monocoque que seria mantida rígida através da pressão interna. A performance deste míssil era quase do tipo “single-stage-to-orbit” ao se dar a separação dos motores de ignição inicial durante a ascensão.

ULA's Atlas V Centaur stage arrival, and lift & mate at the VIF, Pad 41.

ULA's Atlas V Centaur stage arrival, and lift & mate at the VIF, Pad 41.

A 19 de Abril de 1946 a Consolidated Vultee Aircraft Corporation (Convair) foi incumbida de construir e testar dez mísseis MX-774 Hiroc de forma a verificar e validar as propostas do novo míssil. Os testes do MX-774 iniciaram-se em San Diego em 1947, mas em Junho desse ano a Convair, empresa que propusera as duas propostas iniciais à USAF era informada que havia perdido o concurso para o novo míssil, sendo os contratos atribuídos às empresas Northrop e Martin que deveriam desenvolver a tecnologia dos mísseis alados e sub-sónicos.

Os cortes no orçamento para a defesa dos Estados Unidos forçaram a USAF a terminar o contrato com a Convair em Julho de 1947, e isto a apenas três meses da data prevista para o primeiro voo. Porém, os fundos ainda disponíveis permitiram a realização de três testes do MX-774 no White Sands Proving Ground entre Julho e Dezembro de 1947. Posteriormente, a Convair prosseguiu estudos auto-financiados do projecto.

Porém, o início da Guerra da Coreia e o surgimento da Guerra Fria fizeram com que se desse um aumento nos fundos para a defesa e a Convair recebeu um novo contrato em Setembro de 1951 para desenvolver o MX-1593, por forma a iniciar o desenho de um míssil balístico incorporando as características já validadas pelo MX-774. Em 1953 a General Dynamics, uma nova divisão da Convair, apresenta à USAF um programa acelerado de desenvolvimento do novo míssil. O anúncio público do desenvolvimento do Atlas só surge a 16 de Dezembro de 1954.

GygnusOA-4 000713Nos primeiros anos da década de 50 um problema que atrasava o desenvolvimento da tecnologia era a baixa fiabilidade dos motores de combustível líquido. Este problema conduziu posteriormente ao conceito de «um estágio e meio» no qual todos os motores entram em ignição antes  da decolagem e os motores principais são separados numa determinada fase do voo, sendo este mantido por motores de sustentação. Este método permitia a verificação do bom funcionamento de todos os motores antes  do veículo deixar a plataforma de lançamento.

A ordem para o desenvolvimento em grande escala do Atlas surge em Janeiro de 1955, sendo designado WS107A-L (Weapons System 107A-L). Na Convair o projecto era designado Modelo-7, curiosamente o mesmo número que, na União Soviética, Korolev dava ao seu míssil. Em Setembro de 1955 o projecto de desenvolvimento do Atlas recebe a classificação de prioridade nacional quando os relatórios dos serviços secretos indicam que a União Soviética está adiantada no desenvolvimento da tecnologia dos mísseis balísticos intercontinentais. O projecto torna-se num dos programas mais complexos de desenvolvimento, produção e teste jamais levados a cabo nos Estados Unidos e em certa parte comparável ao Projecto Manhatan.

O primeiro teste do sistema de propulsão tem lugar a 21 Junho de 1956 na Base Aérea de Edwards e resulta num fracasso. Um novo teste realizado no dia seguinte, no qual o motor teve uma ignição de 4s, é coroado de sucesso. Os primeiros veículos de teste são terminados no final desse ano. O primeiro voo do Atlas-A (Atlas-A 4A) tem lugar a 11 de Junho de 1957 e o veículo é destruído devido a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. Um segundo teste (Atlas-A 6A) tem lugar a 25 de Setembro de 1957 e o veículo é novamente destruído, desta vez aos três minutos de voo devido novamente a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. O primeiro voo com sucesso do Atlas-A (Atlas-A 12A) ocorre a 17 de Dezembro de 1957 com o míssil a atingir o alvo localizado a 965 km.

O primeiro míssil operacional, o Atlas-D, constituiu a base do lançador das cápsulas tripuladas do Programa Mercury. Utilizando os estágios superiores Agena e Centaur, o Atlas tornou-se no lançador médio por excelência dos Estados Unidos sendo utilizado para lançar veículos para a órbita geossíncrona e sondas planetárias.

Photos of OSIRIS-REx spacecraft with the ULA fairing inside the PHSF; angles of the setup for Media Day - sent to proper ITAR personnel for review of setup - Cleared to post to Flickr.

Atlas V rolled out of the VIF at Pad 41 for a wet dress rehearsal, for the upcoming launch of OSIRIS-REx.

OSIRIS-REx being transported from the PHSF to the VIF at Pad 41, then lifted to the Atlas V vehicle in preparation for launch.

A família de lançadores Atlas-V oferece diferentes versões do mesmo veículo que podem ser utilizadas para colocar em órbita todo o tipo de cargas. O Atlas-V foi desenvolvido de forma a satisfazer as necessidades da USAF ao abrigo  do programa EELV (Evolved Expendable Lauch Vehicle) e da demanda internacional por parte da ILS (International Launch Services) para satisfazer os seus clientes comerciais e governamentais.

Tendo como base o denominado CCB (Common Core Booster), o Atlas-V divide-se em duas versões: o Atlas-V 400 e o Atlas-V 500. Estas versões podem ser facilmente distinguidas pela utilização da ogiva normal utilizada em anteriores Atlas e este será a versão 400. Por seu lado a versão 500 utiliza uma ogiva muito maior e com um diâmetro de 5,0 metros, sendo baseada na ogiva utilizada pelo lançador europeu Ariane-5. A versão Atlas-V 500 pode ainda incorporar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, aumentado assim a sua capacidade de carga útil.

Tanto a versão 400 como a versão 500 utilizam como segundo estágio uma versão alongada do estágio Centaur (CIII). O CIII pode ser utilizado com somente um motor (Single-Engine Centaur) ou então com dois motores (Dual- Engine Centaur).

O Atlas-V pode ser lançado a partir do SLC-41 (Space Launch Complex-41) do Cape Canaveral Air Force Station ou então do SLC-3W (Space Launch Complex-3W) da Vandenberg Air Force Base.

De forma geral o Atlas-V é um lançador a dois estágios podendo ser auxiliado por um máximo de cinco propulsores sólidos acoplados ao primeiro estágio. Pode colocar 12.500 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou então 5000 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Durante o lançamento é capaz de desenvolver 875.000 kgf, tendo um peso de 546.700 kg. O seu comprimento total é de 58,3 metros e o seu diâmetro base atinge os 5,4 metros.

O primeiro estágio do Atlas-V, o CCB, tem um comprimento de 32,5 metros e um diâmetro de 3,8 metros, tendo um peso bruto de 306.914 kg e um peso sem combustível de 22.461 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.286 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 253 s. O CCB está equipado com um motor RD-180 de fabrico russo que consome oxigénio líquido (LOX) e querosene. O RD-180 tem duas câmaras de combustão, tendo um comprimento de 3,6 metros e um diâmetro de 3,0 metros, tendo um peso de 5.393 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.050 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 150 s.

O RD-180 é o único motor que tem a capacidade de aumentar e diminuir a sua potência durante o voo e que é utilizado em lançadores americanos (não tendo em conta o SSME utilizado nos vaivéns espaciais). Durante o primeiro voo do Atlas-3 (no qual o RD-180 também foi utilizado), o motor utilizou somente 74% do máximo de 423.286 kgf que pode desenvolver na fase inicial do lançamento e nos três minutos seguintes aumentou a potência até 92% do total, voltou a diminuir para 65% e a aumentar para 87%. Assim, a capacidade de aumentar e diminuir a potência do motor significa uma viagem mais suave tanto para o foguetão como para a carga que transporta, permitindo também uma utilização mais eficiente do combustível. O RD-150 foi certificado para a utilização no Atlas-V através de uma série intensiva de testes levados a cabo pela NPO Energomash, Khimky, e sob a direcção da Lockheed Martin.

Podendo usar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, pesando cada um 40.824 kg e tendo um comprimento de 17,7 metros e um diâmetro de 1,6 metros. Desenvolvidos pela Aerojet, cada propulsor desenvolve no lançamento uma força de 130.000 lgf, tendo um Ies de 275 s e um Ies-nm de 245 s e um Tq de 94 s.

O segundo estágio do Atlas-V, Centaur V1, tem um comprimento de 12,7 metros e um diâmetro de 3,1 metros, tendo um peso bruto de 22825 kg e um peso sem combustível de 2.026 kg. Desenvolve uma força de 10.115 kgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 894 s. O Centaur V1 está equipado com um motor RL-10A-4-2 fabricado pela Pratt & Whitney, consumindo LOX e LH2. O RL-10A-4-2 tem uma câmara de combustão, tendo um peso de 167 kg. No lançamento desenvolve uma força de 10.110 lgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 740 s.

A designação que é dada a cada versão do lançador é composta por uma numeração em três dígitos. O primeiro dígito indica o diâmetro da ogiva utilizada pelo lançador (em metros). Assim, por exemplo quando temo um veículo Atlas-V/400, significa que estamos na presença de uma ogiva com 4 metros de diâmetro. O segundo dígito indica o número de propulsores sólidos utilizados no lançador e pode variar entre 0 (zero) e 5 (de salientar que a versão Atlas-V/400 não usa propulsores laterais de combustível sólido e por isso só veremos este número na versão Atlas-V/500). Finalmente, o terceiro dígito indica o número de motores presentes no estágio Centaur e que pode variar entre 1 ou 2 motores.

A construção do SLC-41 foi iniciada em Abril de 1965 e terminada nesse mesmo ano. Foram necessários mais de 6,5 milhões de metros cúbicos de terra provenientes do Rio Banana, para se fazerem as fundações do complexo, composto por uma torre de serviço móvel MST (Mobile Service Tower) e por uma torre umbilical UT (Umbilical Tower) que faziam parte das instalações de lançamento dos foguetões Titan. A MST tinha uma altura de 80,7 metros e pesava mais de 2.268 t. Por seu lado a UT atingia os 53,3 metros de altura e pesava 907,2 t.

A USAF aceitou o complexo a 12 de Dezembro de 1965 e utilizou-o pela primeira vez no dia 21 de Dezembro de 1965 para lançar um foguetão Titan-IIIC . Nos anos seguintes o complexo e a plataforma foram utilizados como ponto de partida para várias missões históricas como a Voyager-1, Voyager-2, Viking-1 e a Mars Pathfinder.

Em 1986 o complexo sofreu uma renovação para albergar o lançamento dos foguetões Titan-IV. O primeiro lançamento desta nova versão do Titan deu-se a 14 de Junho de 1989  e o último a 9 de Abril de 1999 .

De forma a compreender a natureza do SLC-41 ajudará visualizando o tamanho do foguetão Titan-IV. Atingindo mais de 34 metros de altura, 10 metros de diâmetro, pesando mais de 861,8 t e gerando mais de 635 t de força no lançamento, o Titan-IV equipado com um estágio superior Centaur era capaz de colocar uma carga de 5,4 t numa órbita geossíncrona. Cargas ainda mais pesadas poderiam ser colocadas em órbitas mais baixas ou em órbitas polares.

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A evolução da tecnologia levou a que o Titan-IV fosse considerado obsoleto, tendo a USAF contratado a Lockheed Martin para desenvolver um novo sistema de lançamento que é agora o Atlas-V. Os engenheiros da Lockheed foram encarregues de desenvolver não só o novo lançador, mas também as instalações de lançamento do novo veículo. Assim, o SLC-41 teve de sofrer uma transformação para albergar o seu novo vector de lançamento. A primeira fase da transformação do complexo passou pela remoção das velhas torres para que as novas torres pudessem ser construídas. A empresa Olshan Demolishing Management foi contratada par desmantelar e demolir o velho complexo. O plano inicial previa que as torres fossem desmontadas peça por peça, porém devido ao facto que o calendário dos trabalhos foi progressivamente atrasado devido às investigações relacionadas com acidentes com o Titan-IV, a Olshan optou por contratar a empresa Dykon, Inc., para demolir as torres utilizando explosivos. Nesta fase colocava-se o receio das explosões danificarem de qualquer de uma maneira ou de outra o Complexo de Lançamento 39 utilizado pelos vaivéns espaciais, pois estas estruturas localizam-se muito perto do SLC-41.

Depois de serem asseguradas todas as medidas de segurança, a USAF deu luz verde para a demolição das torres que veio a acontecer a 14 de Outubro de 1999. Depois  das torres serem abatidas, a Olshan iniciou um processo de reciclagem. Durou mais de oito semanas para cortar a torre em pedaços que pudessem ser manejáveis e posteriormente transportados para um edifício situado em Port Canaveral, onde foram recicladas.

Actualmente o SLC-41 é um dos mais sofisticados existentes no planeta e representa a maior alteração na filosofia da indústria de foguetões dos Estados Unidos nos últimos anos. O SLC-41 foi transformado na primeira “clean pad” a ser utilizada pelos americanos. Este conceito passa por montar o foguetão num edifício de montagem em vez de se montar o lançador por estágios na própria plataforma de lançamento como se fazia desde os primórdios do programa espacial americano. Sendo montado no edifício de montagem, o lançador é posteriormente transportado para a plataforma de lançamento algumas horas antes da ignição. A “clean pad” significa também que a utilização de grandes torres de serviço na plataforma de lançamento deixam de ser necessárias. Da mesma forma, o espaço de tempo gasto na preparação dos lançadores fica mais reduzido e deixam de existir problemas relacionados com as convencionais plataformas de lançamento que podem atrasar o início de uma missão por vários meses.

O centro nevrálgico do SLC-41 é o denominado Atlas-V Spaceflight Operations Center (ASOC), combinando num só lugar o que anteriormente estava espalhado por diversos locais. O edifício onde está localizado o ASOC era anteriormente utilizado para processar os propulsores laterais de combustível sólido utilizados pelo Titan-IV, sendo completamente reformulado e expandido pela Lockheed. Situado a 6,6 km da plataforma de lançamento, é neste edifício multiusos para onde o estágio Atlas-V e o estágio superior Centaur são transportados logo após a chagada ao Cabo Canaveral e vindos das oficinas em Denver, Colorado. Aí, os técnicos da Lockheed podem realizar vários testes nos estágios e depois armazená-los temporariamente até ser altura de serem transportados para o edifício de montagem para serem preparados para o lançamento. No interior do ASOC também está situado o centro de controlo de lançamento que alberga os técnicos oficiais da missão, as equipas de engenheiros da Lockheed, clientes e os técnicos que controlam a contagem decrescente.

O centro de controlo possui doze consolas de controlo no primeiro andar destinadas à equipa que dirige o lançamento. Entre estas consolas encontra-se a posição do Director de Lançamento, do Assistente do Director do Lançamento, as posições de controlo e monitorização dos propolentes do Atlas e do Centaur, a posição do controlo de voo e de sistemas eléctricos do lançador, a posição de controlo do software no solo, a posição de controlo das instalações eléctricas, posição de controlo ambiental, de segurança e do monitor que controla os limites de emergência que podem ser atingidos. Ainda no primeiro andar do edifício existem duas salas, situadas à direita  da equipa que controla o lançamento, onde está localizada a rede de informática do computador principal e uma estação de controlo operacional por satélite.

No segundo andar do edifício existem três salas que albergam a equipa de engenheiros responsáveis pelo lançador, a equipa que controla a carga transportada e a equipa principal de directores do lançamento. É nesta sala que se toma a decisão final de lançar ou não lançar o Atlas-V. Ainda neste piso existem duas salas com lugares sentados e pontos de observação para engenheiros e clientes observarem o decorrer da contagem decrescente e do lançamento.
A parede frontal da sala do centro de controlo está equipada com vários relógios, mostradores da contagem regressiva, emblemas e um ecrã de vídeo que mostra várias imagens da plataforma de lançamento recolhidas de diferentes ângulos, além de vários gráficos de diferentes dados.

Sendo controlados a partir do ASOC, o Atlas-V é montado no interior do VIF (Vertical Integration Facility). Este edifício, que começou a ser construído em Janeiro de 1999, tem uma altura máxima de 90 metros e está localizado a 550 metros da plataforma de lançamento. No seu interior está situado um guindaste de 60 t com uma capacidade de levantar os diferentes segmentos do Atlas-V e colocá-los na plataforma móvel de lançamento. Após a verificação dos diferentes estágios no ASOC, estes são transportados na horizontal para o VIF. O CCB segue em primeiro lugar, seguido pela secção cilíndrica que compõe o inter-estágio e do estágio Centaur. A última peça deste lego é a secção “boat-tail”. As missões futuras serão também aqui colocados os propulsores laterais de combustível sólido.

Após a montagem, o lançador passa por mais uma série de testes antes da carga a transportar ser entregue no VIF para montagem. O satélite é processado e abastecido do seu combustível de manobra num local separado do VIF e que tanto pode ser as instalações comerciais da Astrotech localizadas em Titusville, a 35 km de distância, ou então num edifício governamental caso se tratem de cargas militares ou da NASA. Após o processamento o satélite é colocado no interior de um contentor de segurança e protecção antes de deixar o e edifício de processamento e de iniciar a sua viagem até ao SLC-41. No SLC-41 é levantado até ao nível superior do estágio Centaur e colocado no seu topo. Segue-se um teste IST (Integration Systems Test) entre o foguetão lançador e a sua carga para confirmar uma boa ligação entre os dois e que ambos estão prontos para o lançamento. Segue-se o transporte até à plataforma de lançamento.

O VIF foi construído de forma a suportar ventos de furacão até uma velocidade de 225 km/h. Possui várias plataformas móveis que possibilitam o acesso às diferentes zonas do foguetão e está equipado com uma porta reforçada com uma largura de 12,5 metros e uma altura de 84 metros que se recolhe na vertical, permitindo o transporte dos vários estágios do Atlas-V para o interior do edifício e a posterior saída do lançador para a plataforma de lançamento. Na construção do VIF foram utilizados 200 camiões de cimento (que equivaleram a 1.376 m3 de cimento) para a construção das suas fundações e 3.250 t de aço para a construção das suas paredes.

Dados Estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5569

– Lançamento orbital com sucesso: 5216

– Lançamento orbital EUA: 1572

– Lançamento orbital EUA com sucesso: 1472

– Lançamento orbital desde Cabo Canaveral AFS: 728

– Lançamento orbital desde Cabo Canaveral AFS com sucesso: 671

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.

2016-055 1

2016-055 2

Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 25,5% foram realizados pela Rússia; 29,1% pelos Estados Unidos (incluindo ULA (50,0%), SpaceX (50,0%) e Orbital SC); 21,8% pela China; 10,9% pela Arianespace; 9,1% pela Índia, 1,8% pelo Japão e 1,8% pela Coreia do Norte.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

15 Set (??:??:??) – CZ-2F/T2 Chang Zheng-2F/T2 – Jiuquan, LC43/921 – TG-2 Tiangong-2

16 Set (01:43:35) – Vega (VV07) – CSG Kourou, ZLV – PeruSat-1; SkySat-C2; SkySat-C3; SkySat-C4; SkySat-C5

16 Set (18:26:00) – Atlas-V/401 (AV-062) – Vandenberg AFB, SLC-3E – WorldView-4

23 Set (18:17:00) – 11A511U-FG Soyuz-FG (R15000-059) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz MS-02

26 Set (??:??:??) – PSLV-C35 – Satish Dawan SHAR, FLP – SCATSat-1, Blacksky Pathfinder-1, PiSat, Alsat-2B, Pratham, Alsat-1N

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