O segundo satélite de navegação indiano foi colocado em órbita pelo foguetão PSLV-C24. O lançamento teve lugar às 1144:00UTC do dia 4 de Abril de 2014 a partir da Plataforma de Lançamento FLP do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
Todas as fases do lançamento decorreram como previsto com os quatro estágios do foguetão PSLV-C24 a colocar o satélite numa órbita de transferência sub-geossíncrona com um perigeu a 284 km, apogeu a 20.652 km e inclinação orbital de 19,2º. A separação do IRNSS-1B ocorreu às 1203UTC.
Após a injecção nesta órbita preliminar, os dois painéis solares do IRNSS-1B foram automaticamente abertos e as Instalações de Controlo Principal tomaram o controlo do satélite, realizando as suas manobras iniciais de elevação orbital que consistiram em duas manobras no perigeu e três manobras no apogeu. Para estas manobras, foi utilizado o motor LAM (Liquid Apogee Motor) do satélite, colocando-o numa órbita circular geossíncrona numa posição a 55º de longitude Este e com uma inclinação inicial de 31º.
Os satélites IRNSS
Uma das marcas dos nossos dias no desenvolvimento espacial parece ser o facto de cada nação possuir o seu próprio sistema de navegação. Se os Estados Unidos iniciaram há já muitos anos o desenvolvimento do sistema GPS, a então União Soviética respondeu com o sistema GLONASS, seguindo-se o chinês Beidou / Compass e o europeu Galileo. Com o Japão também a desenvolver um sistema de navegação, a Índia surge agora com o sistema IRNSS.
O sistema de navegação IRNSS
O sistema de navegação IRNSS (Indian Regional Navigation Satellite System) é, ao contrário de outros sistemas de navegação, um sistema de geoposicionamento regional cujo primeiro de sete satélites do seu segmento espacial, o IRNSS-1A, foi colocado em órbita a 1 de Julho de 2013.
O satélite tinha uma massa de 1.425 kg no lançamento (tendo uma massa de 614 kg sem propolentes a bordo), enquanto que o satélite IRNSS-1B tinha 
uma massa de 1.432 kg. Os satélites estão equipados com duas asas solares com junções UTJ (Ultra Triple Junctions) que geram cerca de 1.660 Watts de energia eléctrica. As suas dimensões são 1,58 x 1,50 x 1,50 metros e o seu tempo de vida útil deverá ser de 10 anos. O referencial de orientação do satélite é proporcionado por sensores solares e estelares, bem como por giroscópios. Esquemas especiais de controlo térmico foram desenhados e implementados para alguns dos elementos críticos a bordo, tais como os relógios atómicos.
O sistema de controlo orbital e de atitude AOCS (Attitude and Orbit Control System) mantém a orientação do satélite com a ajuda de rodas de reacção, torques magnéticos e pequenos motores, enquanto que o sistema de propulsão é composto por um motor de apogeu de combustível líquido LAM (Liquid Apogee Motor) e pequenos propulsores.
A bordo dos satélites encontram-se duas cargas, sendo uma de navegação e outra para determinação de distâncias. A carga de navegação transmite sinais de navegação aos seus utilizadores e opera na banda L5 (1.176,45 MHz) e banda S (2.492,028 MHz). Um relógio atómico de rubídio altamente preciso faz também parte desta carga. Por seu lado, a restante carga tem como função determinar as distâncias através de um repetidor de banda C que facilita a determinação precisa das distâncias. O satélite também transporte os denominados Corner Cube Retro Reflectors para determinação de distância utilizando raios laser.
O IRNSS é um sistema de navegação regional por satélites independentes que foi projectado para fornecer serviços de localização precisa aos seus utilizadores na Índia bem como em regiões até 1.500 km das suas fronteiras, que constitui a área primária do serviço. A área de serviço alargada encontra-se entre a área de serviço primária e o rectângulo constituído entre a latitude 30º S a 50º Norte e longitude 30º Este e 130º Este.
Serão fornecidos dois tipos de serviço: o SPS (Standard Positioning Service) e o RS (Restricted Service). Enquanto que o SPS será fornecido a todos os utilizadores, o serviço RS (tratando-se de um serviço encriptado) será apenas fornecido aos utilizadores autorizados. Espera-se que o sistema IRNSS seja capaz de proporcionar uma precisão de mais de 20 metros na sua área principal de serviço.
O IRNSS consiste num segmento espacial e num segmento de solo. O segmento espacial é composto por sete satélites, estando três em órbita geostacionária e quatro em órbitas geostacionárias inclinadas. O segmento de solo será responsável pela geração dos parâmetros de navegação e sua transmissão, controlo dos satélites, determinação de localização e monitorização da integridade e manutenção temporal.
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.
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 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:
• 1º Estágio: sistema SITVC (Secondary Injection Thrust Vector Control) para controlo de translação, e motores de reacção para controlo da rotação;
• 2º Estágio: movimentação do motor para controlo de translação e motor de controlo da rotação;
• 3º Estágio: escape (tubeira) flexível para controlo de translação e sistema de controlo de reacção PS-4 para controlo da rotação;
• 4º Estágio: 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.
Os próximos lançamentos com o foguetão PSLV são (todas as horas UTC):
?? de Maio (????:??) – C23 – FLP – SPOT-7; NLS-7.1 (CanX-4); NLS-7.2 (CanX-5); AISSat
?? (????:??UTC) – C26 – FLP – IRNSS-1C
?? (????:??UTC) – C27 – FLP – IRNSS-1D
?? (????:??UTC) – C28 – FLP – IRNSS-1E
Dados estatísticos
– Lançamento orbital: 5351
– Lançamento orbital com sucesso: 5004
– Lançamento orbital Índia: 42
– Lançamento orbital Índia com sucesso: 35
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR: 42
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR com sucesso: 35
A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento: 1ª coluna – lançamentos efectuados (lançamentos fracassados); 2ª coluna – lançamentos previstos à data; 3ª coluna – satélites lançados:
Baikonur – 4 / 31 / 6
Plesetsk – 1 / 12 / 1
Dombarovskiy – 0 / 4 / 0
Cabo Canaveral AFS – 3 / 25 / 3
Wallops Island MARS – 1 / 3 / 34
Vandenberg AFB – 1 / 6 / 1
Kauai TF – 0 / 1 / 0
Jiuquan – 1 / 2* / 1
Xichang – 0 / 6* / 0
Taiyuan – 0 / 3* / 0
Tanegashima – 1 / 5 / 8
Kourou – 2 / 14 / 4
Satish Dawan, SHAR – 2 / 5 / 2
Odyssey – 0 / 1 / 0
Semnan – 0 / 2* / 0
* Valores não precisos
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 29,4% foram realizados pela Rússia; 29,4% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 5,9% pela China; 17,6% pela Arianespace; 5,9% pelo Japão; 11,8 % pela Índia e 0% pel0 Irão.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (horas UTC):
9 Abr (1526:28) – 11A511U Soyuz-U (141) – Baikonur, LC1 PU-5 – Progress M-23M (Прогресс М-23М)
10 Abr (????:??) – Atlas-V/541 (AV-045) – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – NROL-67
16 Abr (1620:00) – 11A511U Soyuz-U (143) – Baikonur, LC31 PU-6 – EgiptSat-2
26 Abr (0135:14) – Vega (VV03) – CSG Kourou, ZLV – KazEOSat-2 (DZZ-HR/HRES)
28 Abr (0425:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (93546/99548) – Baikonur, LC81 PU-24 – Luch-5V; Kazsat-3