A Rússia levou a cabo o lançamento do satélite meteorológico Elektro-L (2) às 1345:32,036UTC do dia 11 de Dezembro de 2015 utilizando o foguetão Zenit-2SB/Fregat-SB (70102402/2004) de fabrico Ucraniano. O lançamento teve lugar a partir da Plataforma de Lançamento PU-1 do Complexo de Lançamento LC45 do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão.
Este pode ter representado o último lançamento de um foguetão Zenit que foi originalmente desenvolvido como propulsor lateral para o foguetão 11K25 Energia e mais tarde utilizado como o foguetão 11K77 Zenit-2.
Lançamento do Elektro-L (2)
A missão de lançamento do Elektro-L (2) tem uma duração de cerca de 9 horas. As fases iniciais da missão decorreram sem problemas. Após abandonar a plataforma de lançamento, o foguetão colocou-se na trajectória ideal para completar a sua missão. A separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorre a T+2m 25s e a T+5m 17s é emitido o comando para a separação das duas metades da carenagem de protecção.
A T+8m 34s são enviados os comandos para o final da queima do segundo estágio e um segundo mais tarde dá-se a separação entre o segundo estágio e o estágio Fregat-SB contendo o satélite Elektro-L (2). O conjunto fica colocado numa órbita de parqueamento na qual permanece até T+1h 13m 39s altura em que são accionados os propulsores vernier do estágio Fregat-SB para fornecer estabilização e orientação ao estágio antes da sua primeira ignição que tem início a T+1h 14m 34s e que termina a T+1h 22m 59s. A T+1h 23m 56s são enviados os comandos para se descartar os tanques auxiliares do Fregat-SB. Nesta altura o conjunto encontra-se numa órbita intermédia.
A T+3h 25m 22s são accionados os propulsores vernier do estágio Fregat-SB para fornecer estabilização e orientação ao estágio antes da sua segunda ignição que tem início a T+3h 26m 17s e que termina a T+3h 37m 15s, com o conjunto a estar a agora numa órbita de transferência geossíncrona.
A T+8h 45m 40s são accionados os propulsores vernier do estágio Fregat-SB para fornecer estabilização e orientação ao estágio antes da sua terceira ignição que tem início a T+8h 46m 35s e que termina a T+8h 55m 23s.
A separação do satélite Elektro-L (2) tem lugar a T+8h 57m 53s.
O Elektro-L (2)
Os satélites da série Elektro-L (Электро-Л) representam a segunda geração de satélites meteorológicos geostacionários construídos e operados pela Rússia. O desenho do satélite tem uma composição modular e consiste num Módulo de Serviço e um Módulo de Instrumentação, o módulo universal Navigator desenvolvido pela NPO Lavochkin para ser utilizado como núcleo em vários satélites, tais como a série de observatórios orbitais Spektr. Com uma massa no lançamento de 1.766 kg, a sua massa operacional em órbita é de 1.500 kg, tendo um tempo útil efectivo de vida de 10 anos.
O Elektro-L foi desenhado como um veículo com elevada compatibilidade operacional. Completamente montado e testado nas instalações do fabricante NPO Lavochkin, o satélite é entregue no local de lançamento já virtualmente pronto para o lançamento. Esta tecnologia permite assim uma poupança nos custos dos trabalhos de preparação para o lançamento.
O seguinte quadro mostra algumas características importantes da carga operacional a bordo dos Elektro-L.
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Instrumentação meteorológica |
MSU-GS (Sistema de observação multiespectral) · Condições de funcionamento: Elevação solar 10-90°, albedo 0.07-0.9, contraste do objecto 0.2-0.7
· Bandas espectrais observadas: 10, variando de 0.5 a 12.5 mkm (ver bandas de observação em baixo)
· Resolução por pixel no nadir: canais 1-3 (luz visível) não mais do que 1 km/pix; canais 4-10 (luz IV) não mais do que 4 km/pix.
· Massa do instrumento, kg: <= 88 |
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Instrumentação do tempo espacial |
GGAK-E (Sistema de Sondagem do Ambiente Espacial) fornece as seguintes medições: · Constante Integral Solar em energia de 0.2 – 100.0 mkm
· Magnetometria em eixos triplo ortogonais (até 300.0 nT) |
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Instrumentação de informação |
BSSD é um sistema de processamento de dados a bordo com as seguintes funções: · Acumulação de dados de MSU-GS
· Repetição e transformação dos dados para transmissão através da ligação de rádio |
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Comunicação rádio |
Fornece as seguintes funções: · Transmissão de informação de imagens em 7.5 GHz a 15.26 Mbit/s (modulação de fases de banda única)
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Os satélites Elektro-L têm três objectivos principais, isto é a obtenção de imagens multi-espectrais de nuvens e do solo em todo o disco de observação da Terra, a obtenção de dados da atmosfera heliogeofísica na altitude em que se encontra o satélite e a implementação de funções de telecomunicação, troca de dados hidrometeorológicos e heliogeofísicos e transmissão de informação enviada a partir de plataformas de recolha no solo.
Com os dados pretende-se fornecer ao Serviço Federal Russo de Monitorização Hidrometeorológica e Ambiental bem como a outros serviços operacionais, informação hidrometeorológica para: a) análise sinóptica de previsão meteorológica numa escala global (natureza e parâmetros das formações nublosas, secções de frentes nublosas, especialmente s circulação de massas de ar, e eventos meteorológicos extremos); b) análise das alterações espaciais e temporais dos cobertos de neve e abastecimentos de água para prever o crescimento de culturas agrícolas; c) análise e previsão das condições para a aviação (altitude do topo de nuvens, velocidade do vento e sua direcção em três níveis atmosféricos, correntes de ar, área de turbulência, desenvolvimento de zonas de convecção activa na atmosfera); d) análise e previsão da situação heliogeofísica, estado da ionosfera e do campo magnético terrestre); e) monitorização do clima e alterações globais. O satélite será também utilizado para o controlo de situações de emergência (observação e áreas de emergência de forma a determinar o impacto dos desastres naturais, acidentes, desastres e planeamento da sua eliminação, além do controlo e consequências dos fogos florestais). O Elektro-L irá ainda auxiliar no controlo e protecção ambiental (controlo ambiental em áreas industriais e identificação de zonas de poluição nas zonas cobertas de neve).
O foguetão Zenit-2SB/Fregat-SB
O foguetão Zenit-2SB/Fregat-SB, pertence à família dos lançadores Energia e foi desenvolvido, na sua versão original como 11K77 Zenit-2, para servir como substituto dos lançadores derivados a partir de mísseis balísticos intercontinentais utilizados desde os anos 60.
O desenvolvimento do Zenit foi iniciado em 1978 e os primeiros testes do primeiro estágio Zenit-1 foram iniciados em 1982, tendo os trabalhos na primeira plataforma destes lançadores sido concluídos em Dezembro de 1983. Apesar de todos os trabalhos nas instalações de apoio para os veículos estarem prontas, o primeiro lançamento foi sucessivamente adiado devido aos problemas no desenvolvimento do primeiro estágio.
Finalmente a 13 de Abril de 1985 foi iniciada uma série de lançamentos de ensaio que se prolongou até 1987 colocando em órbita uma série de cargas experimentais, findos os quais todo o sistema do Zenit foi aceite para uso militar.
Uma versão do seu primeiro estágio foi utilizada como propulsor lateral do potente 11K25 Energia, entretanto abandonado. Foram construídas duas plataformas em GIK-5 Baikonur, mas outras plataformas em GIK-1 Plesetsk nunca foram concluídas sendo entretanto convertidas para serem utilizadas com os Angara.
Desde o inicio do programa que estava prevista a construção de um lançador a três estágios, o Zenit-3, para colocar cargas na órbita geossíncrona. Esta versão utilizaria o estágio 11D68 Blok-D já utilizado no 11A52 N1 e 8K82K Proton-K, podendo assim substituir este lançador na colocação de satélites na órbita de Clark. Nos anos 80 foi considerado o seu lançamento a partir de uma base situada no Cabo York, Austrália, sendo posteriormente adoptado pelo consórcio Sea Launch para lançamentos a partir de uma plataforma petrolífera norueguesa reconvertida e situada no Oceano Pacífico no equador terrestre.
Este lançador pode utilizar dois ou três estágios que consomem oxigénio líquido e querosene. A configuração de três estágios, Zenit-3SLB, seria utilizada para missões de peso médio e orbitas elevadas (circulares ou elípticas) incluindo órbitas de transferência para a órbita geossíncrona ou directamente para a órbita geossíncrona, bem como trajectórias de escape. O lançador de dois estágios, Zenit-2SLB, é utilizado para missões para a órbita terrestre baixa e para órbita elípticas. Cada configuração utiliza uma carenagem distinta. Todos os elementos de cada configuração possuem uma extensiva herança de voo.
São quatro os principais componentes dos lançadores: Primeiro estágio Zenit, Segundo estágio Zenit, estágio superior Blok DM-SLB (na configuração Zenit-3SLB), e carenagem e estrutura de suporte de carga.
O primeiro e segundo estágios utilizados neste sistema são idênticos aos utilizados no sistema Sea Launch. São fabricados pela PO Yuzhmash na Ucrânia, com a direcção do desenho fornecida pela SOD Yuzhnoye. O estágio superior Blok DM-SLB, usado somente no lançador Zenit-3SLB, é aproximadamente adaptado a partir do estágio Blok DM-SL usado no programa Sea Launch e é fabricado pela RKK Energia na Rússia.
A carenagem utilizada no Zenit-3SLB tem um diâmetro de 4,1 metros e é fabricada pela NPO Lavochkin na Rússia. Foi especificamente desenhada para o estágio Blok-DM e tem uma história de voo desde 1996. a carenagem do Zenit-2SB tem um diâmetro de 3,9 metros e é fabricada pela PO Yuzhmash. Foi especificamente desenhada para o lançador a dois estágio Zenit-2SB e tem uma história de voo que recua a 1985.
A estrutura de suporte da carga para o Zenit-3SLB é fornecida pela RKK Energia. Consistem num adaptador de carga fornecido pela Saab Ericsson Space (interfaces 937, 1194 ou 1666) e um compartimento de transferência fabricado pela RKK Energia. A estrutura de suporte de carga para o Zenit-2SB é fornecida pela SDO Yuzhnoye e consiste num adaptador de carga Saab montado num suporte fabricado pela PO Yuzhmash. Se necessários podem ser fornecidos outros tipos de interfaces e dispensadores de carga múltipla.
Este sistema de lançamento utiliza a configuração do Zenit utilizada no sistema Sea Launch, mantendo os melhoramentos e modificações que foram levadas a cabo para a Sea Launch no foguetão 11K77 Zenit-2. A SDO Yuzhnoye desenhou a versão original de dois estágios do Zenit-2 durante o final dos anos 70 e inícios dos anos 80 em resposta aos requerimentos do Ministério da Defesa Soviético para um sistema de lançamento que fosse capaz de reconstituir de forma rápida e eficiente as constelações de satélites em órbita. Consequentemente, o desenho dá especial ênfase á robustez, fácil operacionalidade e tempo de reacção rápido, que são conseguidos através de uma automação extensiva. Neste caso estão incorporadas operações de lançamento e de processamento avançadas, desenvolvidas pela companhia KBTIM, em contraste com os sistemas desenvolvidos nas décadas anteriores. Uma segunda intenção para o original Zenit-2 era a sua utilização em lançamentos tripulados para a estação espacial Mir. Apesar de nunca ter sido utilizado nesta condição devido á desintegração da União Soviética, e de forma a ser utilizado para lançamentos tripulados, o veículo Zenit foi desenhado com um grau significativo de redundância interna e outras características que garantem uma alta fiabilidade.
Configuração geral do primeiro estágio
O primeiro estágio do foguetão Zenit do sistema é composto por uma estrutura primária de alumínio com sistemas de endurecimento mecanicamente integrados e utiliza propelentes de LOX/querosene amigos do ambiente. O tanque superior de LOX encontra-se numa depressão côncava no topo do tanque de querosene e a conduta de LOX passa através do meio do tanque inferior. Com uma massa bruta no lançamento para o Zenit-2SB de 450.000 – 460.000 kg e uma massa bruta no lançamento de 462.000 – 466.000 kg para o Zenit-3SLB, a força de 740.000 kg produzida pelo primeiro estágio leva a um rácio força / peso de cerca de 1,6 para ambos os veículos. A separação entre os dois primeiros estágios é levada a cabo através de quatro retro-foguetões de combustível sólido localizados na base do estágio.
O desenho do primeiro estágio do Zenit foi intencionalmente mantido em comum com o desenho dos lançadores do sistema Sea Launch. Ambos são manufacturados na mesma linha de produção da PO Yuzhmash.
O motor RD-171M
O motor RD-171M, que equipa o primeiro estágio do lançador Zenit, que uma oxigénio líquido e querosene. Fornece uns impressionantes 740.000 kgf de força ao nível do mar e é um dos motores mais potentes em todo o mundo, tendo tecnologias avançadas desenvolvidas pelas principais organizações russas de propulsão. Foi desenvolvido especificamente para o lançador Zenit em paralelo com o motor RD-170 que serviu como propulsor lateral para o sistema Energia/Buran. Um programa de ensaio exaustivo que levou a cabo mais de 200 testes precedeu o primeiro voo em meados dos anos 80. As quatro câmaras de combustão são alimentadas por uma única turbo-bomba montada verticalmente que por sua vez é propulsionada por dois geradores de gás que fornecem gás rico em oxigénio para uma única turbina. O controlo de voo é conseguido ao orientar através de uma suspensão cardan as câmaras de combustão independentemente suspensas, enquanto que a capacidade de diminuir a potência até cerca de 74 % da força nominal proporciona uma grande flexibilidade no desenho da trajectória.
Configuração geral do segundo estágio
Tal como o primeiro estágio, o segundo estágio do lançador Zenit é composto por uma estrutura primária de alumínio com sistemas de endurecimento mecanicamente integrados e utiliza propelentes de LOX/querosene amigos do ambiente. A propulsão é fornecida por um motor principal RD-120 com a orientação a ser proporcionada por um motor vernier RD-8 alimentado a partir dos mesmos tanques de propolente. O tanque de querosene inferior tem uma forma toroidal e envolve o motor principal, enquanto que o tanque superior de LOX é um cilindro encimado por uma cúpula. No topo do estágio encontra-se um compartimento de instrumentação contendo os sistemas aviónicos. Os segundos estágios, tais como os primeiros estágios, são fabricados numa linha de produção comum da Yuzhmash, beneficiando assim de um inventário comum e de um controlo de qualidade proporcionado pela Boeing. O segundo estágio gera 101.000 kg de força (a combinação do RD-120 e do RD-8). Tal como no primeiro estágio, a separação é conseguida com quatro retro-foguetões sólidos.
O motor RD-120 e o motor RD-8
O motor principal do segundo estágio possui uma única câmara de combustão e o seu escape é fixo, consumindo LOX e querosene para gerar 93.000 kgf. A potência do RD-120 pode ser reduzida até cerca de 78% no final do voo. O RD-120 foi desenvolvido especificamente para o sistema de lançamento Zenit.
O motor vernier RD-8 está colocado na parte posterior do segundo estágio proporcionando um controlo nos três eixos espaciais. O RD-8 utiliza os mesmos propelentes e armazenamento de propelentes que é utilizado pelo RD-120, com uma turbo-bomba a alimentar quatro motores em suspensão cardan em torno do exterior do RD-120. o RD-8 produz 8.100 kgf de força e foi especificamente desenvolvido pêra o Zenit. A capacidade de modular a sua operação de 65 s a 900 s após o final da queima do motor principal proporciona flexibilidade no desenho da missão para os lançamentos do Zenit-2SB para uma grande quantidade de órbitas circulares baixas.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5504
– Lançamento orbital com sucesso: 5152
– Lançamento orbital Rússia: 3177
– Lançamento orbital Rússia com sucesso: 3022
– Lançamento orbital desde Baikonur: 1450
– Lançamento orbital desde Baikonur com sucesso: 1365
– Lançamento orbital desde Baikonur em 2015: 21
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.
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 28,0% foram realizados pela Rússia; 22,7% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 22,7% pela China; 14,7% pela Arianespace; 5,3% pelo Japão; 5,3% pela Índia e 1,3% pelo Irão.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
13 Dez (0017:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (53544/88533) – Baikonur, LC81 PU-24 – Garpun n.º 12L
15 Dez (1103:10) – 11A511U-FG Soyuz-FG (G15000-055) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz TMA-19M
16 Dez (2230:00) – CZ-2D Chang Zheng-2D (Y31) – Jiuquan, LC43/603 – DAMPE
16 Dez (1230:30) – PSLV-C29 (PSLV-CA) – Satish Dawa SHAR, FLP – TeLEOS-1; Kent Ridge-1;VELOX-C1; Galassia; VELOX-2
17 Dez (1151:56) – Soyuz-STB/Fregat-MT (VS13) – CSG Kourou (Sinnamary), ZLS – Galileo-FOC FM08 (Andriana); Galileo-FOC FM09 (Liene)