Proton-M regressa colocando em órbita satélite para a Inmarsat



Proton_Inmarsat 29

O venerável foguetão 8K82KM Proton-M regressou ao activo após o desaire registado a 16 de Maio de 2015, colocando em órbita o satélite de comunicações Inmarsat-5 F3. O lançamento teve lugar às 1143:59,967UTC do dia 28 de Agosto de 2015 e foi levado a cabo pelo foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (93555/99556) a partir da Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão.

A missão tem uma duração de 15 horas e 31 minutos e envolve cinco queimas do estágio superior Briz-M. Todas as fases iniciais do lançamento decorreram sem problemas, com o estágio superior Briz-M contendo o satélite Inmarsat-5 F3 a separar-se às 1123:21UTC e a ser colocado numa trajectória balística sub-orbital a partir da qual o Briz-M iniciou a sua primeira queima.

Proton_Inmarsat 27

Proton_Inmarsat 28

Proton_Inmarsat 25

Proton_Inmarsat 26

Proton_Inmarsat 30

Inmarsat-5 F3

Com uma massa no lançamento de 6.070 kg, o Inmarsat-5 F3 é o terceiro de um conjunto de três satélites que foram encomendados à Boeing Satellite Systems em Agosto de 2010. O satélite é baseado na plataforma BSS-702HP que tem uma massa de 3.750 kg sem propelentes. Tal como os dois satélites anteriores, o Inmarsat-5 F3 transporta 89 repetidores de banda-Ka para uma cobertura global flexível a partir da órbita geossíncrona. 

Os satélites são projectados para fornecerem 15 kW de potência no início da sua vida útil e 13,8 kW no final da sua vida útil de 15 anos em órbita. Para gerar tamanha quantidade de energia, os satélites estão equipados com duas asas solares compostas por cinco painéis desdobráveis compostos de células solares de tripla junção de gálio-arsénico.

Proton_Inmarsat 5

Proton_Inmarsat 6

O modelo BSS-702HP está equipado com um motor iónico de xénon (XIPS) para a realização de todas as manobras orbitais.

Os satélites são capazes de fornecer serviços de comunicações móveis, incluindo comunicações em banda larga para comunicações marítimas; conectividade em voo entre aviões de passageiros e transmissão de vídeo de alta resolução, além de dados e voz.

O satélite Inmarsat-3 F1 foi lançado a 8 de Dezembro de 2013, enquanto que o Inmarsat-5 F2 foi lançado a 1 de Fevereiro de 2015.

Proton_Inmarsat 7

Proton_Inmarsat 8

Proton_Inmarsat 9

Características técnicas do lançamento

O lançamento do satélite Inmarsat-5 F3 utilizou um foguetão 8K82KM Proton-M com características melhoradas de massa-energia (Fase III) e um estágio superior 11S43 Briz-M com características melhoradas de massa-energia (Fase III). Foi utilizado um adaptador de carga 1194VX e uma carenagem 14S75 com características melhoradas de massa-energia (Fase III). O lançamento foi realizado a partir do Complexo de Lançamento 8P882K-4F ‘PU-39’ (8П882К-4Ф (ПУ № 39)).

Proton_Inmarsat 10

Proton_Inmarsat 11

Proton_Inmarsat 12

Lançamento

O lançamento do satélite Inmarsat-5 F3 seguiu os procedimentos usuais para o lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M com o veículo a ser transportado para a Plataforma de Lançamento PU-39 a 25 de Agosto de 2015.

A cerca de T-11h 30m tem lugar a activação do equipamento de teste e de suporte de solo relacionado com o sistema de orientação, navegação e controlo do estágio superior Briz-M. A decisão de prosseguir com o lançamento é tomada cerca de oito horas antes da hora prevista para a ignição e é tomada pelo Comissão Intergovernamental. Nesta altura, a plataforma de lançamento é evacuada de todo o pessoal que não é essencial para as operações. A T-1h 10m dá-se a activação do equipamento de teste e de suporte de solo relacionado com o sistema de orientação, navegação e controlo do foguetão Proton-M e o início do abastecimento dos três estágios inferiores ocorre a T-6h. A T-5h, começam as actividades da contagem decrescente. A plataforma de lançamento é reaberta a T-2h 30m para as operações finais de encerramento do lançador. Pelas T-2h todo o pessoal técnico deve encontrar-se nas suas posições finais para o lançamento.

Proton_Inmarsat 13

Proton_Inmarsat 14

A torre móvel de serviço começa a ser deslocada para a sua posição de lançamento a T-1h. As actividades finais da contagem decrescente têm início a T-45m. O sinal do sistema de propulsão é gerado pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador. As unidades do sistema remoto da contagem decrescente são sincronizadas com o relógio principal da contagem decrescente. O sistema de abortagem é armado a T-35m (uma luz verde no painel de controlo indica que o sistema de finalização de voo está pronto). Duas unidades redundantes na unidade de abortagem de lançamento são sincronizadas com o relógio da contagem decrescente (nesta altura o interruptor da unidade de abortagem está activo).

Proton_Inmarsat 15

Proton_Inmarsat 16

A T-10m o cliente indica de forma verbal a prontidão para o lançamento. Esta indicação é transmitida através da rede da contagem decrescente que interliga os vários intervenientes na actividade.

O sinal de comando de T-300s é enviado pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador para o equipamento semelhante no estágio Briz-M para sincronizar a hora de lançamento. Entretanto o Briz-M inicia a sua transferência para o fornecimento interno de energia. A T-2m o equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador começa a transferência para o fornecimento interno de energia (para os três estágios inferiores), enquanto que o estágio Briz-M finaliza este procedimento iniciado anteriormente. Um sinal é enviado pelo Briz-M para o lançador indicando a sua prontidão para o lançamento.

Vyvoz

Ustanovka na PU

Vyvoz

A activação da giro-plataforma teve lugar a T-5,0s e as verificações finais são feitas a T-3,1s pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador (verificando a prontidão do lançador, do estágio superior e da sua carga). Se todos os componentes do sistema estiverem prontos, é enviado um sinal para se iniciar a sequência de ignição do primeiro estágio. Os seis motores RD-276 do primeiro estágio do Proton-M entravam em ignição a T-1,76s até atingirem 50% da força nominal. A força aumenta até 100% a T-0s e a confirmação para o lançamento surge de imediato. A sequência de ignição verifica se todos os motores estão a funcionar de forma nominal antes de se permitir o lançamento. O foguetão ascende verticalmente durante cerca de 10 segundos. O controlo de arfagem, da ignição e fim de queima dos motores, o tempo de separação da ogiva de protecção e o controlo de atitude, são todos calculados para que os estágios extintos caíam nas zonas pré-determinadas.

Proton_Inmarsat 4

Após abandonar a plataforma de lançamento, o foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M inicia uma ascensão vertical e logo de seguida uma manobra para se colocar no azimute de voo que lhe permite levar a cabo com sucesso a sua missão. O veículo atinge a zona de máxima pressão dinâmica a T+1m 2,4s e a separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorre a T+1m 59,7s. A ignição do segundo estágio ocorre ainda com o primeiro estágio ligado ao segundo através de uma estrutura em grelha através da qual se escapam os gases da combustão.

O final da queima e separação do segundo estágio ocorre a T+5m 27,2s, com o terceiro estágio a entrar em ignição logo de seguida. A ignição do terceiro é iniciada com a entrada em funcionamento dos seus motores vernier.  A separação da carenagem de protecção, agora desnecessária e que serviu para proteger a carga durante a fases mais violenta do lançamento ao atravessar as camadas mais densas da atmosfera terrestre, ocorre a T+5m 46,9s.

O final da queima do terceiro estágio teria lugar às T+9m 42,2s, ocorrendo a separação do estágio Briz-M transportando o satélite Inmarsat-5 F3. O processo de separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M seria iniciado com o final da queima dos motores vernier, seguido da quebra das ligações mecânicas entre os dois estágios e da ignição dos retro-foguetões de combustível sólido para afastar o terceiro estágio do Briz-M. Nesta altura o conjunto está numa trajectória sub-orbital a uma altitude de cerca de 172 km e a viajar a uma velocidade de 7,3 km/s, tendo os seguintes parâmetros orbitais: perigeu 177,49 km, apogeu -488,35 km e inclinação orbital de 51,55º. Com estes parâmetros orbitais o conjunto iria reentrar na atmosfera terrestre caso o estágio Briz-M não executasse a sua primeira queima tal como previsto.

Imediatamente após a separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M, são accionados os motores de estabilização do estágio superior para eliminar a velocidade angular resultante da separação e proporcionar ao Briz-M a orientação e estabilidade ao longo da trajectória sub-orbital onde se encontra antes da sua primeira ignição.

O estágio superior Briz-M realizaria cinco queimas antes da separação do satélite Inmarsat-5 F3. A primeira queima tem lugar entre as T+11m 16s (1155:16:25UTC) e T+15m 43s (1159:43UTC), tendo uma duração de 4 minutos e 27 segundos. No final desta queima o conjunto encontrar-se-ia numa órbita de parqueamento circular com uma altitude de 173,0 km e inclinação orbital de 51,5º. A segunda queima ocorre entre T+1h 50m 30s (1334:30UTC) e T+2h 10m 4s (1354:04UTC), tendo uma duração de 19 minutos e 34 segundos. A segunda queima resultaria numa órbita intermédia com um perigeu a 295,0 km de altitude, apogeu a 6.000,0 km de altitude e inclinação orbital de 51,0º.

Proton_Inmarsat 3

A terceira queima ocorre entre T+4h 23m 49s (1607:49UTC) e T+4h 33m 13s (1617:13UTC), com uma duração de 9 minutos e 24 segundos. A T+4h 34m 3s (1618:03UTC) ocorre a separação do tanque auxiliar de propolente APT do estágio Briz-M. A quarta queima ocorre entre T+4h 35m 30s (1619:30UTC) e T+4h 43m 57s (1627:57UTC), tendo uma duração de 8 minutos e 27 segundos. Nesta altura o conjunto encontrar-se-ia numa órbita de transferência com um perigeu a 475,0 km, apogeu a 65.044,0 km e inclinação orbital de 50,5º.

A quinta e última queima ocorre entre T+15h 15m 5s (0259:05UTC do dia 29 de Agosto) e T+15h 18m 34s (0302:34UTC), tendo uma duração de 3 minutos e 29 segundos, com o conjunto a ficar colocado numa órbita de transferência super-geossíncrona com um perigeu a 4.341 km, apogeu a 65.000,0 km e inclinação de 26,75º. A separação do Inmarsat-5 F3 tem pelas 0314:41,063UTC do dia 29 de Agosto (a T+15h 31m 00s).

Posteriormente, o estágio Briz-M executaria ainda mais duas manobras para se afastar do satélite e posteriormente o satélite utilizaria posteriormente os seus próprios meios de propulsão para elevar o seu perigeu até uma altitude geossíncrona e baixar a tanto o seu apogeu como a sua inclinação orbital.
Proton_Inmarsat 1

Proton_Inmarsat 2

O foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M

Fabricado pela GKNPTs KhrunichevProton-M pt reduxo foguetão 8K82KM Proton-M (Протон-M) é, tal como o já retirado 8K82K Proton-K (Протон-K), um lançador a três estágios podendo ser equipado com um estágio superior Briz-M (Бриз-М) ou então utilizar os usuais estágios Blok DM. As modificações introduzidas no Proton incluem um novo sistema avançado de aviónicos e uma ogiva com o dobro do volume em relação ao 8K82K Proton-K, permitindo assim o transporte de satélites maiores. Em geral este lançador equipado com o estágio Briz-M, construído também pela empresa Khrunichev, é mais poderoso em 20% e tem maior capacidade de carga do que a versão anterior equipada com os estágios Blok DM construídos pela RKK Energia.

O 8K82KM Proton-M/Briz-M em geral tem um comprimento de 53,0 metros, um diâmetro de 7,4 metros e um peso de 712.800 kg. É capaz de colocar uma carga de 21.000 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou 2.920 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona, desenvolvendo para tal no lançamento uma força de 965.580 kgf. O Proton-M é construído pelo Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev, tal como o Briz-M.

Neste lançamento foi utilizado um estágio superior Briz-M Fase III. Esta é uma recente melhoria deste estágio que utiliza dois novos tanques de pressão (com uma capacidade de 80 litros), substituindo os anteriores seis tanques de dimensões mais pequenas. Procedeu-se ainda a uma recolocação dos instrumentos de comando para a zona central do tanque para assim mitigar as cargas de choque que o tanque de propolente adicional é ejectado.

O primeiro lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M teve lugar a 7 de Abril de 2001 (0347:00,525UTC) quando o veículo 53501 utilizando o estágio Briz-M (88503) colocou em órbita o satélite de comunicações Ekran-M 18 (26736 2001-014A) com uma massa de 1.970 kg a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur (LC81 PU-24).

A mais recente modificação levada a cabo no lançador Proton-M/Briz-M (Fase IV) permite colocar numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona uma carga de 6.300 kg, com uma velocidade residual de 1,5 km/s para a órbita geossíncrona.

Proton-M_caracteristicas

Ustanovka na PU

Vyvoz

Ustanovka na PU

Ustanovka na PU

Dados Estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5471

– Lançamento orbital com sucesso: 5120

– Lançamento orbital Rússia: 3168

– Lançamento orbital Rússia com sucesso: 3014

– Lançamento orbital desde Baikonur: 1444

– Lançamento orbital desde Baikonur com sucesso: 1359

– Lançamento orbital desde Baikonur em 2015: 9 (1)

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):

2015-042 1

2015-042 2

Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 30,2% foram realizados pela Rússia; 27,9% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 9,3% pela China; 16,3% pela Arianespace; 7,0% pelo Japão, 7,0% pela Índia e 2,3% pelo Irão.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

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 (0208:10) – Soyuz-STB/Fregat-MT (VS12) – CSG Kourou (Sinnamary), ZLS – Galileo-FOC FM05 (Alba); Galileo-FOC FM06 (Oriana)

14 Set (1900:00) – 8K82KM Proton-M/DM-03 (93553/5L) – Baikonur, LC81 PU-24 – Express-AM8 (Экспресс-АМ8)

Deixe um comentário