Índia realiza o seu primeiro lançamento orbital de 2020

Severamente afectada pela pandemia Covid-19, a Índia suspendeu durante longas semanas todas as suas actividades espaciais devido a vários surtos registados nas suas instalações ligadas ao programa espacial. O seu primeiro lançamento orbital de 2020 realiza-se em Novembro para colocar em órbita um novo satélite de detecção remota juntamente com outros pequenos satélites internacionais.

O lançamento da missão PSLV-C49 da Organização de Investigação Espacial Indiana (ISRO – Indian Space Research Organization), teve lugar às 0942UTC do dia 7 de Novembro de 2020 e foi levada a cabo por um foguetão PSLV-DL a partir da Plataforma de Lançamento FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.

Este foi o 76.º lançamento espacial desde o Centro Espacial Satish Dawan SHAR, sendo o 74.º lançamento orbital da Índia, e o 51.º lançamento de um foguetão PSLV, o 2.º lançamento de um foguetão PSLV-DL, e o 1.º lançamento orbital desde o Centro Espacial Satish Dawan SHAR em 2020.

 

A carga da missão PSLV-C49

A bordo da missão PSLV-C48 seguiam os satélites EOS-01 (RISAT-2BR2), como carga principal, e os satélites KSM-1A a KSM-1D, Lemur-2 (126) a Lemur-2 (129), e o R-2 (M6P-2/LacunaSat-2).

Os satélites da série RISAT-2B usam um sistema de observação SAR (Synthetic Aperture Radar) activo para fornecer a continuidade deste tipo serviço iniciado pelo satélite RISAT-2. O objectivo da missão é usar a capacidade de observação SAR durante 24 horas em todas as condições meteorológicas em aplicações como agricultura, silvicultura, humidade do solo, geologia, gelo marinho, monitorização costeira, identificação de objectos e monitorização de inundações, além de ser empregue e, vigilância militar.

O RISAT-2BR2 tinha uma massa de cerca de 630 kg e está equipado com um radar SAR a operar em banda X. O seu tempo de vida útil em órbita será de 5 anos.

Os satélites Kleos Scouting Mission (KSM) são  construídos pela GomSpace e operados pela Kleos Space (Luxemburgo) e serão utilizados para missões de busca para geolocalizar sinais de rádio marítimos para guarda de fronteiras, protecção de bens e salvamento de vidas.

Os satélites irão geolocalizar emissões de VHF transmitidas a partir de embarcações marítimas para fornecer serviços de dados da actividade global. A futura constelação irá detectar transmissões de rádio e indicar a sua origem geográfica e temporal, permitindo aos governos e organizações detectar actividades tais como contrabando de droga e tráfico humano, pesca ilegal, actos de pirataria, bem como identificar a necessidade de busca e salvamento em alto mar.

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

Nesta missão foram lançados o Lemur-2 (126) a Lemur-2 (129).

O pequeno R-2 (M6P-2/LacunaSat-2) é um CubeSat-6U desenvolvido pelas empresas da Lituânia NanoAvionics, SpaceWorks Orbital e Lacuna Space.

Durante a missão, a NanoAvionics testará a sua plataforma 6U (denominada M6P – Multipurpose 6U Platform) baseada num projecto modular e altamente integrado que amplia o volume de carga útil. O M6P é o 4º Cubesat construído na Lituânia e utilizando a experiência da missão LituanicaSat-2.

O M6P será equipado com estabilização activa: magneto torques integrados e giroscópios. O satélite também incluirá dois transceptores UHF (para fins de redundância) que funcionarão com antenas tipo dipolo implantáveis.

A plataforma M6P também inclui um sistema de propulsão capaz de realizar manobras como a sua inserção orbital, manutenção orbital, compensação de arrasto atmosférico, vôo de precisão em formações, sincronização de órbita e compensação de arrasto atmosférico resultando no prolongamento da vida útil orbital do satélite. A unidade de propulsão também fornece aos satélites a capacidade utilidade de descomissionamento no final da missão, atendendo aos requisitos de mitigação de detritos espaciais da ESA e da NASA. O chamado sistema de propulsão química “verde” para atingir o TRL7 foi lançado anteriormente com PSLV C-38 e testado com sucesso em órbita durante a missão LituanicaSat-2. O experiência de propulsão a bordo do M6P trará o sistema de propulsão desenvolvido pela NanoAvionics para TRL9.

Lançamento

O lançamento da missão PSLV-C49 iniciou-se com a ignição do primeiro estágio a T=0s. Equipado com dois propulsores laterais de combustível sólido, os PSOM XL 5 e 6 entram em ignição a T+0,42s. No final da queima, a separação dos PSOM XL ocorre a T+1m 9,9s.

O primeiro estágio PS1 separa-se a T+1m 50,1s. A ignição do segundo estágio ocorre quase de imediato (T+1m 50,3s).

A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+2m 39,5s.

O final da queima e separação do segundo estágio PS2 ocorre a T+4m 22,0s e a ignição do terceiro estágio PS3 ocorre a T+4m 23,1s. O final da queima e separação do terceiro estágio ocorre a T+8m 50,3s.

A ignição do quarto estágio PS4 inicia-se a T+9m 1s e termina a T+14m 15,7s.

A separação do satélite RISAT-2BR2 ocorre a T+15m 17s, enquanto que a separação do satélite R-2 ocorre a T+16m 17s. A separação do KSM-1A ocorre a T+16m 33,4s, enquanto que a separação do satélite KSM-1B ocorre a T+17m 23,3s, a separação do KSM-1D ocorre a T+18m 18,3s e a separação do KSM-1C ocorre a T+18m 43,4s. Por seu lado, a separação do Lemur-2 (126) ocorre a T+18m 48,2s, seguindo-se o Lemur-2 (127) a T+19m 13,4 e o Lemur-2 (128) a T+19m 38,2s. Não foi revelado o tempo de separação do Lemur-2 (129).

 

O foguetão PSLV

Na missão PSLV-C49 foi utilizada a versão PSLV-DL.

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.

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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 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: 5996

– Lançamento orbital Índia: 75 (1,25%)

– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR: 75 (1,25% – 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):

5997 – 11 Nov (2222:??) – Atlas-V/531 (AV-090) – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – NROL-101

5998 – 12 Nov (????:??) – CZ-3B/G Chang Zheng-3B/G2 – Xichang, LC3 – Tiantong-1 (2)

5999 – 15 Nov (0049:??) – Falcon 9-098 (B1061.1) – CE Kennedy, LC-39A – Dragon-v2 “Resilience” Crew-1 (USCV-1)

6000 – 15 Nov (????:??) – Electron/Curie (F16) – Onenui (Máhia), LC-1 – Swarm (х24), APSS-1, DRAGRACER, BRO-2, BRO-3, Gnome Chompski

6001 – 16 Nov (0152:00) – Vega (VV17) – CSG Kourou, ZLV – Ingenio (Seosat), TARANIS



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