Índia lança HySIS e mais 30 satélites

A Índia levou a cabo a sua sexta missão orbital em 2018 ao colocar em órbita o satélite de observação da Terra HySIS juntamente com outros 30 pequenos satélites.

O lançamento teve lugar às 0429UTC do dia 29 de Novembro e foi levado a cabo por um foguetão PSLV-CA (PSLV-C43) a partir da Plataforma de Lançamento FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.

Todas as fases do lançamento decorreram como previsto e os satélites foram colocados nas suas órbita pre-determinadas. Esta foi a 13ª missão da versão PSLV-CA do fiável lançador Indiano. Os satélites foram colocados em duas órbitas diferentes, com o HySIS  a sr colocados numa órbita sincronizada com o Sol a uma altitude de 636 km e inclinação de 97,957º, e os restantes satélites a serem colocados numa órbita semelhante a uma altitude de 504 km e inclinação de 97,468º após uma manobra do estágio PS4.

Lançamento

O lançamento da missão PSLV-C43 iniciou-se com a ignição do primeiro estágio a T=0s. A separação do primeiro estágio ocorre a T+1m 50,86s a uma altitude de 49,60 km e a ignição do segundo estágio ocorre quase de imediato (T+1m 50,06s). A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 0,66s a uma altitude de 115,61 km, com o veículo a viajar a uma velocidade de 2,23 km/s.

O final da queima e separação do segundo estágio ocorre a T+4m 22,20s e a ignição do terceiro estágio ocorre a T+4m 23,40s a uma altitude de 206,23 km. O final da queima do terceiro estágio ocorre a T+8m 9,14s, a uma altitude de 454,81 km e a uma velocidade de 5,46 km/s.

A primeira ignição do quarto estágio inicia-se a T+8m 19,54s e termina a T+16m 34,22s. O conjunto encontra-se a uma altitude de 640,61 km e a viajar a uma velocidade de 7,53 km/s.


A separação do satélite HySIS ocorre a T+17m 21,22s.

O quarto estágio inicia uma manobra a T+59m 39,02s, que termina a T+59m 43,04, e outra manobra entre T+1h 47m 43,02s e T+1h 47m 48,00s, com o objectivo de colocar os restantes satélites numa órbita a uma altitude de 504 km.

O primeiro dos restantes 30 satélites separa-se a T+1h 49m 1s (a 504,20 km de altitude) e o último a T+1h 52m 47s (506,55 km de altitude).

O satélite HySIS

O HySIS (Hyper Spectral Imaging Spectrometer) é um satélite de observação da Terra desenvolvido pela ISRO e é baseado na plataforma IMS-2, tendo uma massa de cerca de 380 kg. O principal objectivo do satélite é o estudo da superfície terrestre nas regiões de luz visível, infravermelho próximo e infravermelho do espectro electromagnético.

Na sua configuração de lançamento o satélite tem as dimensões 2,158 x 1,386 x 1,121 metros. O HySIS está equipado com uma bateria de 64 Ah de iões de lítio que fornece 730 W.

A missão irá proporcionar uma cobertura global numa base repetitiva para os utilizadores e também suplementar as actuais missões multi-espectrais já em órbita. A sua missão terá uma duração de 5 anos.

O espectrómetro Hyper Spectral Imaging Spectrometer irá fornecer imagens da superfície terrestre na região espectral  VNIR (0,4 a 0,95 m) e SWIR (0,9 a 2,5 m) nas bandas espectrais “70+256” contíguas em cada largura espectral com uma largura de banda de 10 nm. Irá fornecer uma resolução espectral de 30 m e uma varredura de 30 km.

Os outros satélites a bordo da missão PSLV-C43

Os outros satélites a bordo da missão PSLV-C43 incluem 1 micro-satélite e 29 nano-satélites provenientes de oito países. A massa total destes 30 satélites é de 261,5 kg.

O lançamento destes satélites foi contratado através da Antrix Corporation Limited, o braço comercial da ISRO.

A constelação de satélites BlackSky é um conjunto de micro-satelites da BlackSky para observação terrestre munidos de resolução de 1 m.

Estes satélites possuem um sistema de imagens SpaceView-24 construído pela Exelis da Harris Corpóration com uma abertura de 24 cm. Conseguem imagens do solo com uma resolução de 0,9 a 1,1 metros a uma altura orbital de 500 km. São munidos de uma propulsão a bordo para 3 anos. Os satélites são construídos pela Spaceflight Services e são baseados no modelo SCOUT, tendo uma massa de 56 kg.

Os satellites operacionais Block-2 são caracterizados pelas suas melhorias em relação aos pioneiros Block-1. Têm painéis solares maiores e podem produzir imagens em quatro bandas e em modo pancromático. Cada um pode produzir 1000 imagens por dia, quer em modo de fotografia quer em modo de vídeo.

Nesta missão foi colocado em órbita o satélite BlackSky Global-1.

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-3r (1) a Flock-3r (16).

Os satélites Lemur-2 são baseados no modelo CubeSat-3U e têm uma massa de 4 kg. Os satélites constituem a constelação inicial em órbita terrestre baixa construídos pela Spire, transportando duas cargas para meteorologia e seguimento do tráfego marítimo (a carga STRATOS – ocultação do sinal rádio de GPS – e a carga AIS SENSE, respectivamente).

A STRATOS permite a detecção do sinal GPS que é afectado quando passa através da atmosfera terrestre. Posteriormente, e utilizando um processo designado ‘ocultação do sinal GPS’, o satélite mede a alteração do sinal GPS para calcular os perfis precisos para a temperatura, pressão e humidade na Terra.

A partir do 78º Lemur-2, estes satélites transportam também a carga AirSafe ASD-B para seguimento de aviões.

Neste lançamento foram colocados em órbita os satélites Lemur-2 (84) a Lemur-2 (87).

Os satélites CICERO (Community Initiative for Cellular Earth Remote Observation) são um conjunto de 24 micro-satélites em órbita terrestre baixa para a realização de ocultação do sinal de rádio GPS e Galileo (GNSS-RO) da atmosfera terrestre e detecção remota da superfície terrestre por reflexão GNSS.

O sistema irá fornecer dados críticos sobre o estado da Terra aos cientistas e decidores políticos em todo o mundo. Os produtos incluem perfis de alta precisão da pressão atmosférica, temperatura e humidade; mapas tridimensionais da distribuição de electrões na ionosfera; e uma variedade de propiedades relativas aos oceanos e gelos. As principais aplicações encontram-se na área da previsão meteorológica, investigação climática e monitorização climática.

Originalmente, a GeoOptics desenvolveu os micro-satélites CICERO de 115 kg juntamente com o Laboratório para a Física Atmosférica e Espacial (Laboratory for Atmospheric and Space Physics – LASP) da Universidade do Colorado utilizando a carga TriG GNSS-RO para voar na missão FORMOSAT-7 / COSMIC-2. Durante o desenvolvimento, a maciça miniaturização da carga GNSS-RO, denominada Cion, permitiu que o desenho do satélite fosse alterado para uma versão de um CubeSat-6U muito mais pequena construída pela Tyvak Nano-Satellite Systems.

Os satélites CICERO são CubeSat-6U com uma massa de cerca de 10 kg. Nesta missão foi colocado em órbita o CICERO-8.

Os satélites Hiber são baseados em CubeSat-6U, sendo missões pioneiras da Hiber Global’s (anteriormente Magnitude Space) de uma constelação de CubeSats de comunicação que irá consistir numa fase inicial de 18 a 24 satélites, para ser posteriormente expandida para 50 veículos que são projectados para fornecer conectividade para os sensores e dispositivos da IoT (Internet of Things) que funcionam com uma capacidade energética muito limitada e não são sensíveis a períodos de latência.

Os CubeSat são construídos pela ISIS, enquanto que a carga é construída pela Hiber Global e integrada pela ISIS. Nesta missão será colocado em órbita o satélite Hiber-1.

O HSAT-1 foi desenvolvido pela Harris Corporation como um projecto de investigação e desenvolvimento interno para testar e caracterizar a performance de uma carga da Harris na órbita terrestre baixa, bem como para demonstrar e caracterizar a performance de um projecto de uma antena implantável.

Baseado no modelo CubeSat-6U e com uma massa de 13 kg, o HSAT-1 transporta uma câmara para a obtenção de imagens dos instrumentos implantáveis no satélite, bem como imagens pancromáticas da Terra com uma resolução de 698 metros.

O Reaktor Hello World é um CubeSat-2U modular de 2 kg desenvolvido pela Reaktor Space Lab Ltd. da Finlândia para demonstrar um novo sistema infravermelho de obtenção de imagens e a plataforma Hello World para futuras missões em órbita terrestre baixa e no espaço profundo.

Os objectivos da missão são o fornecimento de um sinal e de dados telemétricos para recepção pela comunidade de rádio amadores; testar a capacidades de plataforma de voo reutilizáveis que consistem num módulo rádio, computador de bordo, unidade de fornecimento de energia, unidade de determinação de atitude e controlo, e um sistema de implementação de antena; testar a fiabilidade de um computador de carga SoC de alta performance com o sistema Linux; testar a capacidade de realizar actualizações OTA à unidade de processamento; obter e transmitir imagens do solo; e baixar a barreira da criação de software para o espaço ao aumentar o nível de abstracção.

Desenvolvido pela Universidad Politécnica de Cataluña (UPC), Espanha, para levar a cabo várias experiências tecnológicas, o pequeno 3Cat-1 é baseado no modelo CubeSat-1U e tem uma massa de 1 kg. As cargas e experiências a bordo irão testar diferentes tecnologias perante o ambiente hostil do espaço. A lista de carga inclui um contador Geiger para a medição da radiação espacial, um transistor de grafeno, um sistema de transferência de energia sem fios, sistemas MEMS (MicroElectroMechanical Systems), painéis solares experimentais, uma célula Peltier e uma câmara.

Várias medições serão obtidas para as diferentes cargas para assim se seguir o seu comportamento no espaço e os seus resultados serão transmitidos para a Terra de forma regular.

Os satélites Centauri são satélites pioneiros para a rede global Internet of Things (IoT) da Fleet Space Technologies, tendo por base os modelos CubeSat-3U. Nesta missão foi lançado o satélite Centauri-1.

O FACSAT-1 é um CubeSat-3U construído pela Força Aérea Colombiana para demonstrar as capacidades tecnológicas para construir e operar um nano-satélite. A GOMSpace forneceu o modelo base do satélite.

O FACSAT-1 transporta um sistema de obtenção de imagens com uma resolução de 30 metros para fornecer uma cobertura diária do território Colombiano. As imagens obtidas, devido à sua precisão, podem ser utilizadas para desenvolvimento urbano, restauração do solo, substituição de plantações ilegais e resposta a desastres naturais e fogos florestais.

A Kepler Communications, uma pequena empresa startup, está a projectar uma constelação de CubeSats para a Internet of Things (IoT), machine-to-machine (M2M) e serviços de comunicações inter-satélites. O objectivo da Kepler é o de fornecer um suporte melhorado da IoT para os clientes no solo, bem como acesso em tempo real aos satélites na mesma órbita.

O projecto foi iniciado com o lançamento de dois CubeSat-3U operando em banda Ku e fornecendo serviços de armazenamento e transmissão. Os dois satélites foram baptizados KIPP e CASE em honra aos robots ficcionados do filme ‘Interstellar’.

A constelação será posteriormente expandida para uma frota inicial de 10 a 15 satélites numa órbita polar. Com esta frota, a companhia deverá fornecer comunicações de baixa velocidade para vários terminais de utilizadores, e a de grande velocidade quando sobrevoa as estações no solo. Mais tarde a constelação pode ser aumentada para 120 satélites.

Os satélites estão equipados com painéis solares implantáveis, SDR (Software Defined Radios) e antenas de alto ganho. Os satélites são construídos pela Clyde Space.

O satélite InnoSat-2 (Innovative Satellite 2) é um nano-satélite projectado para testar um modelo de satélite desenvolvido localmente pela Astronautic Technology Sdn. Bhd (ATSB), Malásia.

Estes satélites irão fornecer soluções e oportunidades para os investigadores demonstrarem as suas experiências em órbita. A carga a bordo pode ocupar até duas unidades do CubeSat-3U. Os módulos e subsistemas a bordo são intercambiáveis entre a ATSB e outras soluções.

Os satélites transporta um dosímetro, uma câmara CMOS e um giroscópio experimental. No lançamento tem uma massa de 4 kg.

O foguetão PSLV

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 á 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 49,5º em relação ao equador terrestre ou então 800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O quadro mostra as características do PSLV-C43 (massa no lançamento: 230.400 kg, altura: 44,4 metros).

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.
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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 1º 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 2º Estágio é feita a movimentação do motor para controlo de translação e motor de controlo da rotação;
no 3º 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 4º 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.

Dados estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5787

– Lançamento orbital Índia: 67 (1,16%)

– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR: 67 (1,16%)

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

30 Nov (0200:00) – 14A05 Rokot/Briz-KM – GIK-1 Plesetsk, LC133/3 –  Rodnik n.º 26,  Rodnik n.º 27,  Rodnik n.º 28

01 Dez (1831:47) – Falcon-9/SHERPA (B1048.3) – Vandenberg AFB, SLC-4E – ORS-7A (Polar Scout 1), ORS-7B (Polar Scout 2), MinXSS-2, Audacy-0, Eu:CROPIS, BlackSky Global 2, STPSat-5, NEXTSat-1, Hawk-A, Hawk-B, Hawk-C, Fox-1C (Fox-1Cliff), KNACKSAT, Elysium-Star 2, JY1-Sat, KazistiSat (KazSTSAT), KazSaySat-1 (KazSciSat-1), ROSE-1 (RFT Orbital Satellite Experiment), ICEYE-X2, CSIM-FD, Hiber-2, Orbital Reflector (ORS-1), PW-Sat 2, Hamilton-1, MOVE-2, Centauri-2, Eaglet-1, SpaceBEE-9, SpaceBEE-10, SpaceBEE-11, Flock-3s (1), Flock-3s (2), Flock-3s (3), SkySat-14, SkySat-15, AISTECHSAT-2, Astrocast-0.1, BeeSat-5, BeeSat-6, BeeSat-7, BeeSat-8, BlackHawk, BRIO, Capella-1, ESEO, eXCITe, ExseedSat-1, FalconSat-6, ICE-Cap, Irvive-02, ITASAT-1, K2SAT, Landmapper-BC 4 (Corvus-BC 4), RAAF-M1, RANGE-A, RANGE-B, SeaHawk-1, SeeMe, SIRION Pathfinder 2, SNUGLITE, SNUSAT-2, Suomi-100, THEA, VESTA, VisionCube, WeissSat-1, ENOCH

03 Dez (1131:53) – 11A511U-FG Soyuz-FG (N15000-069) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz MS-11 (No. 741)

04 Dez (1838:00) – Falcon-9 (B1050.1) – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Dragon SpX-16 (CRS-16), TechEdSat-8, CATSat, UNITE

04 Dez (2134:07) – Ariane-5ECA (VA246) – CSG Kourou, ELA3 – GSAT-11, GEO-KOMPSAT-2A (GK2A, Cheollian 2A)

 

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