A Organização de Investigação Espacial Indiana (ISRO – Indian Space Research Organization) levou a cabo com sucesso o lançamento do satélite CartoSat-3 juntamente com mais 13 outros pequenos satélites.
O lançamento da missão PSLV-C47 teve lugar às 0358UTC do dia 25 de Novembro de 2017 e foi levada a cabo por um foguetão PSLV-XL a partir da Plataforma de Lançamento SLP (Second Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
A missão teve uma duração de cerca de 27 minutos e todos os satélites foram colocados nas órbitas previstas. Este foi o 74.º lançamento espacial desde o Centro Espacial Satish Dawan SHAR, sendo o 73.º lançamento orbital, sendo também o 49.º lançamento de um foguetão PSLV, o 21.º lançamento de um foguetão PSLV-XL, o 9.º lançamento da série de satélites Cartosat e o 5.º lançamento orbital desde o Centro Espacial Satish Dawan SHAR em 2019.
A carga da missão PSLV-C47
A bordo do PSLV-C47 seguiam os satélites Cartosat-3, Meshbed e 12 satélites Flock-4p.
O CartoSat-3 é um satélite indiano de observação da terra com capacidade pancromática, multiespectral e hiperespectral de alta resolução. O satélite foi desenvolvido como um complemento da série CartoSat-2, tendo uma massa de 1.625 kg e sendo baseado no modelo IRS-2. O seu tempo de vida útil em órbita é de 5 anos.
O satélite possui uma carga útil de observação com uma resolução no solo de 0,25 metros com faixas de varrimento de 16 km no modo pancromático, uma resolução de 1,13 metros com faixas de varrimento de 16 km no modo multiespectral de 4 bandas e uma resolução de 12 metros com faixas de varrimento de 5 km no modo hiperespectral. Possui uma câmara MWIR com resolução de 5,7 metros.
Esta série de terceira geração de satélites CartoSat deverá ser composta por três satélites, com os veículos CartoSat-3A e CartoSat-3B a serem lançados em 2020.
O satélite Meshbed é baseado no modelo CubeSat-3U e tem uma massa de cerca de 3 kg. Foi construído pela Analytical Space Inc. (ASI) para testes em órbita da antena Frequency-scaled Ultra-wide Spectrum Element (FUSE) da MITRE. O Meshbed tem como missão abrir o caminho para que os usuários na Terra obtenham acesso mais rápido aos dados de satélite. A antena MITRE pode ajudar a habilitar esta aplicação, bem como melhorar as missões governamentais, incluindo comunicações e inteligência táctica, vigilância e reconhecimento.
A constelação de satélites de observação da Terra, Flock, foi construída e operada pela Planet Labs (anteriormente designada Cosmogia Inc.), é composta por numerosos CubeSat-3U com uma massa de 5 kg. As constelações Flock-1 e Flock-1b são compostas por 28 satélites em órbitas inclinadas em altitudes médias. A constelação Flock-1c é composta por 11 satélites em órbitas polares.
Grande parte dos satélites contém um sistema de observação RGB standard, mas cinco satélites foram equipados com sistemas experimentais operando em diferentes bandas espectrais ópticas.
Cada satélite transporta um telescópio e uma câmara CCD equipada com um filtro Bayer. O sensor CCD converte os fotões filtrados em electrões, que são então ampliados de forma a produzir um número digital correspondente a cada pixel em cada banda. A Planet Labs lançou três gerações de instrumentos ópticos: Planet Scope 0 (PS0), Planet Scope 1 (PS1) e Planet Scope 2 (PS2). As imagens têm diferentes atributos dependendo da altitude do satélite e do tipo de instrumento.
O PS0 é composto por um Maksutov Cassegrain de dois elementos ópticos com um detector CCD de 11MP. Os elementos ópticos estão montados em relação à estrutura do satélite. O PS1 contém o mesmo sistema óptico do PS0 mas alinhado e montado num telescópio de fibra de carbono e titânio que se encontra isolado. Este telescópio é equipado com um detector CCD de 11MP. O PS2 é composto por um sistema óptico de cinco elementos que fornece imagens com um campo de vida largo e qualidade de imagem superior, sendo equipado com um sensor CCD de 29MP.
Nesta missão foram lançados os Flock-4p (1) a Flock-4p (12) – Dove 2277, 2278, 2304, 2310, 2259, 2263, 222F, 2275, 2257, 2233, 2231 e 2271.
Lançamento
O objectivo desta missão era a injecção orbital do satélite Cartosat-3 numa órbita com uma altitude média de 509 km e inclinação orbital de 97,5.º. O azimute de voo foi de 140.º.
O lançamento da missão PSLV-C47 iniciou-se com a ignição do primeiro estágio a T=0s. Equipado com seis propulsores laterais de combustível sólido, os PSOM XL 1 e 2 entram em ignição a T+0,42s, seguindo-se a ignição dos PSOM XL 3 e 4 a T+0,62s. Os propulsores os PSOM XL 5 e 6 entram em ignição a T+25,0s.
A separação dos propulsores PSOM XL 1 e 2 ocorre a T+1m 9,9s, seguindo-se a separação dos PSOM XL 3 e 4 a T+1m 10,1s. Os propulsores os PSOM XL 5 e 6 separam-se a T+1m 32s.
O primeiro estágio PS1 separa-se a T+1m 53,04s a uma altitude de 69,61 km (viajando a uma velocidade inercial de 2,15 km/s). A ignição do segundo estágio ocorre quase de imediato (T+1m 53,24s).
A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+2m 36,14s a uma altitude de 115,47 km e com o veículo a viajar a uma velocidade de 2,41 km/s.
O final da queima e separação do segundo estágio PS2 ocorre a T+4m 25,72s e a ignição do terceiro estágio PS3 ocorre a T+4m 26,92s a uma altitude de 223,14 km e a uma velocidade de 4,04 km/s. O final da queima e separação do terceiro estágio ocorre a T+8m 13,22s, a uma altitude de 426,32 km e a uma velocidade de 5,84 km/s.
A ignição do quarto estágio PS4 inicia-se a T+8m 23,62s e termina a T+16m 55,06s. O conjunto encontra-se a uma altitude de 514,30 km e a viajar a uma velocidade de 7,60 km/s.
A separação do satélite CartoSat-3 ocorre a T+17m 42,06s, enquanto que a separação dos restantes satélites decorre de forma sequencial entre T+18m 22,06s e T+26m 50,06s.
O foguetão PSLV
Na missão PSLV-C47 foi utilizada a versão PSLV-XL.
O foguetão PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) foi desenhado e desenvolvido pelo ISRO para colocar em órbita polar sincronizada com o Sol, satélites com um peso máximo de 1.000 kg da classe IRS. Segundo dados fornecidos pelo ISRO, desde o seu primeiro voo em Outubro de 1994 a capacidade do PSLV foi aumentada de 850 kg para os actuais 1.400 kg para uma órbita sincronizada com o Sol a 820 km de altitude. O lançador demonstrou também uma capacidade múltipla no lançamento de diferentes satélites.
O PSLV foi desenvolvido no Centro Espacial Vikram Sarabhai, Thiruvananthapuram. O sistema de inércia foi desenvolvido pela unidade IISU (ISRO Inertial Systems Unit), localizado também em Thiruvananthapuram. O Centro de Sistemas de Propulsão Líquida desenvolveu os estágios de propulsão líquida bem como os sistemas de controlo de reacção. O Centro Espacial Satish Dawan, SHAR, processa os motores de combustível sólido e leva a cabo as operações do lançamento.
A melhoria das capacidades do PSLV foi conseguida através de vários meios: aumento da capacidade de carga de propolente no primeiro, segundo e quarto; melhoria na performance do motor do terceiro estágio ao se optimizar o motor e a carga de combustível; e introdução de um adaptador de carga de material compósito carbónico. A sequência de ignição dos propulsores laterais foi também alterada. Anteriormente dois dos propulsores entravam em ignição na plataforma de lançamento e os restantes quatro entravam em ignição com o veículo em voo. Esta sequência foi alterada, entrando em ignição no solo quatro propulsores e os restantes dois entram em ignição com o veículo já em voo.
De forma geral, o PSLV tem uma altura de 44,4 metros, um diâmetro base de 2,8 metros e um peso de 294.000 kg. O PSLV é um lançador a quatro estágios, sendo o segundo e o quarto estágios a combustível líquido e os restantes a combustível sólido. O PSLV é capaz de colocar 3.700 kg numa órbita terrestre baixa a 200 km de altitude com uma inclinação de 49,5.º em relação ao equador terrestre ou então 800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
O primeiro estágio PS1 é um dos maiores estágios a combustível sólido actualmente existente, transportando 138.000 kg de HTPB (Hydroxyl Terminated Poly Butadiene). Tem um peso bruto de 210.000 kg (138.000 kg referentes ao corpo central juntamente com 72.000 kg referentes a seis propulsores laterais PSOM-XL com uma massa de 12.000 kg cada um) e desenvolve uma força de 4.787 kN no lançamento, tendo um Ies de 269 s (Ies-nm de 237 s) e um Tq de 102 s (os propulsores laterais de combustível sólido tem um Tq de 49 s). O seu comprimento total é de 20,3 metros e o seu diâmetro é de 2,8 metros, com os propulsores laterais a terem um diâmetro de 1,0 metros e um comprimento de 12,4 metros. Em torno do primeiro estágio estão colocados seis propulsores de combustível sólido. Destes seis propulsores, quatro entram em ignição no momento T=0, aumentando a força inicial do primeiro estágio.
O segundo estágio PS2 emprega o motor Vikas, desenvolvido pela Índia, e transporta 40.000 kg de UDMH e N2O4. Tem um comprimento de 12,8 metros, um diâmetro de 2,8 metros e é capaz de desenvolver 804 kN no lançamento, tendo um Ies de 293 s e um Tq de 148 s. Este segundo estágio tem um peso bruto de 45.800 kg e um peso de 5.300 kg sem combustível.
O terceiro estágio PS3 utiliza combustível sólido. Tem um comprimento de 3,6 metros e um diâmetro de 2,0 metros, sendo capaz de desenvolver 242 kN no lançamento, tendo um Ies de 294 s e um Tq de 110 s. Tem um peso bruto de 8.400 kg, pesando 1.100 kg sem combustível. O compartimento do motor é fabricado à base de fibra de poliaramida.
O quarto estágio PS4 utiliza dois motores de combustível líquido que consomem MMH (Mono Metil Hidrazina) e MON (Mixed Oxides of Nitrogen). Tem um comprimento de 2,9 metros e um diâmetro de 2,8 metros, atingindo uma envergadura de 2,0 metros e sendo capaz de desenvolver 7,3 x 2 kN no lançamento (Ies de 308 s; Tq de 515 s). Tem um peso bruto de 2.920 kg, pesando 920 kg sem combustível.
A carenagem de protecção dos satélites tem um diâmetro base de 3,2 metros, podendo no entanto ser utilizadas outras variantes desta carenagem.
O primeiro lançamento do PSLV (PSLV-D1) teve lugar a 20 de Setembro de 1993 (0512UTC) e acabou num fracasso (1993-F03), falhando a colocação em órbita do satélite IRS-1E. A primeira missão com sucesso teve lugar a 15 de Outubro de 1994 (0505UTC) quando o foguetão PSLV-D2 colocou em órbita o satélite IRS-P2 (23323 1994-068A).
O PSLV utiliza um grande número de sistemas auxiliares para a separação dos estágios, separação da ogiva de protecção, etc. Estes sistemas estão divididos pelos diferentes estágios: no 1.º Estágio, o sistema SITVC (Secondary Injection Thrust Vector Control) é utilizado para controlo de translação, além de motores de reacção para controlo da rotação; no 2.º Estágio é feita a movimentação do motor para controlo de translação e motor de controlo da rotação;
no 3.º Estágio é utilizado um escape (tubeira) flexível para controlo de translação e um sistema de controlo de reacção PS-4 para controlo da rotação; no 4.º Estágio é feita a movimentação do motor para controlo de translação e sistema de controlo de reacção reactivável para controlo de atitude.
O sistema de navegação inercial localizado no compartimento de equipamento no topo do quarto estágio guia o lançador desde o seu lançamento até à injecção do satélite em órbita. O veículo possui instrumentação para monitorizar a sua performance durante o voo. O sistema de detecção fornece informação em tempo real sobre o desempenho do veículo permitindo uma segurança do voo e permite a determinação da órbita preliminar na qual o satélite é colocado.
A versão PSLV-CA (CA – Core Alone) foi desenvolvida a partir da versão standard do lançador PSLV-C e é seleccionada tendo em conta o peso das cargas a ser colocadas em órbita. Esta versão tem uma massa de 230.000 kg no lançamento.
Por seu lado, a versão PSLV-DL utiliza os estágios standard auxiliados por apenas dois propulsores laterais de combustível sólido, enquanto que a versão PSLV-QL utiliza os estágios standard auxiliados por quatro propulsores laterais de combustível sólido.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5891
– Lançamento orbital Índia: 73 (1,24%)
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR: 73 (1,24% – 100%)
Os quadro seguinte mostra os lançamentos previstos e realizados em 2019 por polígono de lançamento.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
5892 – 27 Nov (2345:XX) – CZ-4C Chang Zheng-4C – Taiyuan, LC9 – ?????
5893 – 28 Nov (0756:00) – Electron/Curie (F10 ‘Running Out Of Fingers’) – Onenui (Máhia), LC-1 – ATL-1, FossaSat-1, NOOR-1A, NOOR-1B, SMOG-P, TRSI-Sat, ALE-2
5894 – 04 Dez (1751:XX) – Falcon 9-077 (B1056.3) – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Dragon SpX-19 (CRS-19), CIRiS, SORTIE, CryoCube-1, QARMAN (QB50 BE05), AztechSat-1, EdgeCube, MakesSat-1
5895 – 06 Dez (0934:??) – 14A14-1A Soyuz-2.1a (N15000-034) – Baikonur, LC31 PU-6 – Progress MS-13
5896 – 10 Dez (????:??) – 14A14-1B Soyuz-2.1b/Fregat (N15000-046/???-??) – GIK-1 Plesetsk, LC43/3 – 14F143 Glonass-M № 59L