Índia lança satélite de comunicações

O lançamento da missão PSLV-C50 da Organização de Investigação Espacial Indiana (ISRO – Indian Space Research Organization), teve lugar às 1011UTC do dia 17 de Dezembro de 2020 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.

Este foi o 77.º lançamento espacial desde o Centro Espacial Satish Dawan SHAR, sendo o 75.º lançamento orbital da Índia, e o 52.º lançamento de um foguetão PSLV, o 22.º lançamento de um foguetão PSLV-XL, e o 2.º lançamento orbital desde o Centro Espacial Satish Dawan SHAR em 2020.

Após se separar do quarto estágio do seu lançador, o satélite CMS-01 fica colocado numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Posteriormente, utiliza o seu próprio sistema de propulsão para elevar os seus parâmetros orbitais para a altitude geossíncrona.

A carga da missão PSLV-C50

A bordo da missão PSLV-C50 seguiu o satélite de comunicações CMS-01 que foi desenvolvido pela ISRO, sendo baseado na plataforma I-1K. No lançamento a sua massa era de 1.410 kg e o seu tempo de vida útil será de 7 anos.

O satélite está equipado com doze repetidores de banda C alargada e será colocado na órbita geossíncrona a 83.º longitude Este co-localizado com os satélites INSAT-2E e INSAT-4A.

O CMS-01, também designado GSAT-12R, irá fornecer serviços ao subcontinente Indiano e às ilhas Andaman-Nicobar e Lakshadweep.

A missão PSLV-C50

O lançamento da missão PSLV-C50 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 PSOM XL 5 e 6 entram em ignição já em voo a T+25s

A separação dos propulsores PSOM XL 1 e 2 ocorre a T+1m 9s, seguindo-se a separação dos PSOM XL 3 e 4 a T+1m 10s, e dos PSOM XL 5 e 6 a T+1m 32s.

O primeiro estágio PS1 separa-se a T+2m 49s, viajando a uma velocidade inercial de 2,40 km/s). A ignição do segundo estágio ocorre quase de imediato (T+1m 50s).

A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 23s com o veículo a viajar a uma velocidade de 3,70 km/s.

O final da queima e separação do segundo estágio PS2 ocorre a T+4m 23s e a ignição do terceiro estágio PS3 ocorre a T+4m 24s a uma velocidade de 7,72 km/s. O final da queima e separação do terceiro estágio ocorre a T+10m 38s, a uma velocidade de 7,72 km/s.

A ignição do quarto estágio PS4 inicia-se a T+10m 49s e termina a T+19m 24s. O conjunto encontra-se a viajar a uma velocidade de 9,66 km/s.

A separação do satélite CMS-01 ocorre a T+20m 11s.

O foguetão PSLV

Na missão PSLV-C50 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.

IRNSS_2014-04-03_19-29-50

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: 6016

– Lançamento orbital Índia: 76 (1,26%)

– Lançamento orbital desde Satish Dawan: 76 (1,26% – 100,00%)

O quadro seguinte mostra os lançamentos previstos e realizados em 2020 por polígono de lançamento.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

6017 – 17 Dez (1400:??) – Falcon 9-103 (B1059.5) – CE Kennedy, LC-39A – NROL-108

6018 – 18 Dez (1226:??) – 14A14-1B Soyuz-2-1b/Fregat-M (V15000-004/123-08) – Vostochniy, L-1S – OneWeb (x36)

6019 – 20 Dez (0400:??) – CZ-8 Chang Zheng-8 (Y1) – Wenchang, LC201 – XJY-7 Xinjishu Yanzheng-7, Zhixing-1A, Haisi-1, Tianqi-??, ET-SMART-RSS

6020 – 28 Dez (1642:??) – 372RN21A Soyuz-ST-A/Fregat-M (VS25) – CSG Kourou (Sinnamary), ELS – CSO-2

6021 – 14 Jan (????:??) – Falcon 9-106 – Cabo Canaveral SFS, SLC-40 – QPS-SAR 2 (Izanami), Umbra-SAR 2001, Capella-3 (Capella Whitney-1), Capella-4 (Capella Whitney-2), XR-1, Landmapper-Demo 6, Landmapper-Demo 7, GNOMES-2, GHGSat C2 (Hugo), Hawk-2A, Hawk-E, Hawk-F, SHERPA-FX 1, Vigoride-1, ION-SCV 2 (ION-SCV Laurentius), SAMSON-1, SAMSON-2, SAMSON-3, AuroraSat-1, RadCube, VZLUsat-2, LINCS-A, LINCS-B, UVSQ-SAT, CPOD-A (PONSFD-A), CPOD-B (PONSFD-B), Astrocast 1.x1 a Astrocast 1.x5, SpaceBEE x1 a SpaceBEE x36, Delfi-PQ 1, SATTLA-2, EASAT, HADES, Grizu-263a, LibertyQube-1, Pycubed, TRSI-2, Tartan Artibeus, PTD-1, Lemur-2 x1 a Lemur-2 x8, SW1FT, Prometheus-2 10, ARCE-1A, ARCE-1B, ARCE-1C, etc.



O Boletim Em Órbita não tem fins lucrativos e é mantido pelos anúncios exibidos aos nossos visitantes. Por favor, considere nos apoiar desativando seu bloqueador de anúncios em www.orbita.zenite.nu

Comente este post