Em Órbita n.º 108 Março de 2011

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Em Órbita n.º 108 (Vol. 11) – Março de 2011

a Capa: O vaivém espacial Discovery parte para a sua última missão.

O boletim Em Órbita, dedicado à Astronáutica e à Conquista do Espaço, é da autoria de Rui C. Barbosa e tem uma edição electrónica mensal. Versão web (http://www.zenite.nu/orbita/ - www.zenite.nu): Estrutura: José Roberto Costa; Edição: Rui C. Barbosa

este número colaboraram José Roberto Costa e Manuel Montes.

Qualquer parte deste boletim não deverá ser reproduzida sem a autorização prévia do autor.

Rui C. Barbosa BRAGA

PORTUGAL

00 351 93 845 03 05 [email protected]

Índice Voo espacial tripulado 27ª actividade extraveícular da Rússia na ISS 3 28ª actividade extraveícular da Rússia na ISS 5 STS-133, O Último Voo do Discovery 6 O vaivém espacial OV-103 Discovery 27 Obituário: John Michael Lounge 42 Lançamentos orbitais em Fevereiro de 2011 44 O lançamento incompleto do Geo-IK-2 45 O voo do Minotauro na ROL-66 53 Johannes Kepler visita a ISS 61 ova geração GLOASS 87 Quadro de lançamentos recentes 98 Outros objectos catalogados 98 Regressos / Reentradas 99 Lançamentos orbitais previstos para Abril e Maio de 2011 100 Próximos lançamentos tripulados 101 Futuras Expedições na ISS 104 Cronologia Astronáutica (LXV) 106 Estatísticas do Voo Espacial tripulado 108 Explicação dos termos técnicos 111

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Voo espacial tripulado

27ª Actividade extraveícular da Rússia na ISS A primeira de dez actividades extraveículares previstas para serem realizadas na ISS em 2011 teve lugar a 21 de Janeiro. A saída para o espaço de Dmitri Yurievich Kondratyev (esquerda) e de Oleg Ivanovich Kripochka teve início às 1429UTC, terminando às 1952UTC com um total de 5 horas e 23 minutos. Esta foi a primeira actividade extraveícular de Dmitri Kondratyev que envergava o

fato extraveícular Orlan-MK n.º 1080005 enquanto que Oleg Skripochka envergava o fato extraveícular Orlan-MK n.º 1170004, sendo esta a sua segunda actividade extraveícular. O fato de Skripochka, identificado com a risca azul, estava equipado com o sistema WVS (WirelessVideo System) e com luzes no capacete, ambos os sistemas cedidos pela NASA.

A saída para o espaço foi levada a cabo desde o módulo Pirs (Пирс) e o primeiro trabalhos dos dois cosmonautas foi o de fixar temporariamente o seu equipamento a um corrimão no módulo de serviço Zvezda (Звезда) para ser mais tarde recuperado. Este equipamento era composto por um saco de transporte de ferramentas, uma antena, uma bobina de cabo e coberturas de protecção. De seguida os dois homens deslocaram-se para as suas posições de trabalho no módulo Zvezda, procedendo à instalação de uma antena mal chegaram ao local. Esta antena será utilizada para um novo sistema experimental que foi desenhado para

transmitir para a Terra grandes quantidades de dados a partir do segmento russo da ISS utilizando tecnologia de rádio com uma velocidade de cerca de 100 Mbytes por segundo. Mais tarde no decorrer da actividade extraveícular os dois cosmonautas utilizaram a bobine de cabo para fazer a ligação entre a antena e um painel no exterior do Zvezda, ejectando depois a cobertura da antena e esvaziando a bobina de cabo.

Após a instalação da antena os dois cosmonautas deslocaram-se juntamente com as coberturas de protecção para a estação portátil de multi-utilização situada no Plano II (Bombordo) do compartimento de trabalho do Zvezda. Após se localizarem nas posições de trabalhos, Kondratyev e Skripochka cobriram e depois removeram o gerador de pulsos de plasma da estação portátil de multi-utilização. Este gerador foi parte de uma experiência para estudar os distúrbios na ionosfera terrestre causados pelo fluxo de impulsos de plasma da ISS. Porém, o gerador avariou-se e foi levado para o interior da estação espacial para ser posteriormente descartado no interior de um veículo de carga Progress M.

De seguida os dois cosmonautas cobriram e removeram a experiência EXPOSE-R da parte lateral do Zvezda. Esta era uma experiência conjunta entre a Roscosmos, a ESA e parceiros comerciais que foi utilizada para expor amostras ao vácuo espacial. Contendo nove amostras, a experiência esteve no exterior da ISS desde Novembro de 2008. A EXPOSE-R foi depois levada para o interior da ISS e as suas cassetes contendo as amostras foram removidas e seladas, sendo trazidas de volta para a Terra brevemente.

Finalizando os trabalhos com a EXPOSE-R, Kondratyev e Skripochka regressaram ao Pirs onde armazenaram o gerador e a EXPOSE-R juntamente com o saco de transporte de ferramentas, preparando-se para a sua terceira tarefa no exterior da ISS recolhendo uma câmara utilizada para acoplagens. Os dois cosmonautas deslocaram-se então para o módulo Rassvet (Рассвет MIM-1) preparando-se para instalar a câmara. Esta câmara foi originalmente instalada na zona zénite do módulo sendo utilizada para orientar o Rassvet para o porto de acoplagem nadir do módulo Zarya (Заря). Como já não é necessária no zénite, a câmara foi recolocada no nadir para assim proporcionar imagens aos veículos Soyuz TMA. A câmara havia sido removida do Rassvet durante uma actividade extraveícular russa levada a cabo em Novembro de 2010, mas não foi possível então se proceder à sua instalação devido a interferências com uma camada isoladora adjacente à câmara. Desta vez, os dois cosmonautas utilizaram uma ferramenta de corte para abrir espaço na camada isoladora. Depois de colocarem a câmara os dois cosmonautas procederam à sua ligação a um sistema de conexão previamente instalado.

Os dois homens deslocaram-se então para o Pirs e terminaram a 27ª actividade extraveícular russa do programa da estação espacial internacional.

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Envergando uma roupa interior azul que complementa o fato extraveícular Orlan-MK, os cosmonautas Dmitri Kondratyev (esquerda) e Oleg Kripochka preparam-se para vestir os fatos Orlan nos preparativos para a actividade extraveícular de 21 de Janeiro de 2011

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28ª Actividade extraveícular da Rússia na ISS A segunda saída para o espaço de Dmitri Yurievich Kondratyev e de Oleg Ivanovich Kripochka teve início às 1330UTC do dia 16

de Fevereiro, terminando às 1821UTC com um total de 4 horas e 51 minutos. Esta foi a segunda actividade extraveícular de Dmitri Kondratyev que envergava o fato extraveícular Orlan-MK n.º 1080005 enquanto que Oleg Skripochka envergava o fato extraveícular Orlan-MK n.º 1170004, sendo esta a sua terceira actividade extraveícular. O fato de Skripochka estava identificado com uma risca azul enquanto que o fato de Kondratiyev estava identificado com uma risca vermelha. Ambos os fatos estavam equipados com o sistema WVS (WirelessVideo System) e com luzes no capacete, ambos os sistemas cedidos pela NASA.

Mais uma vez a saída para o espaço teve início desde o módulo Pirs e a principal actividade foi a instalação de duas novas experiências científicas no exterior do módulo Zvezda. A primeira experiência, identificada como RK-21-8 SVCh ‘Radiometria’, servirá para a recolha de dados que serão utilizados nas previsões sísmicas. A experiência foi colocada na estação portátil multi-uso URM-D no Plano II da secção de grande diâmetro do módulo. A segunda

experiência, denominada Molniya-GAMMA, será utilizada para a detecção de raios gama e de radiação óptica durante as tempestades electromagnéticas na Terra. A experiência foi colocada no URM-D localizado no Plano IV do lado estibordo do módulo de serviço.

Os dois homens também procederam à remoção de dois painéis Komplast do módulo Zarya. Os painéis n.º 2 e n.º 10 continham materiais que estiveram expostos ao vácuo espacial com o objectivo de levar a cabo pesquisas na área da Física dos Materiais e que poderá ser utilizada para o desenho de futuros veículos espaciais.

Antes de regressar ao Pirs, Kondratiyev e Skripochka removeram o bloqueador Yakor (Ferrozond) localizado no módulo Zvezda, sendo depois descartado.

Para esta actividade extraveícular estava prevista a colocação em órbita independente do pequeno satélite Kedr, no entanto esta tarefa havia já sido cancelada antes do início da saída para o espaço. Se o Kedr fosse agora colocado em órbita, as suas baterias ficariam gastas antes de 12 de Abril, a data do 50º aniversário do épico voo de Yuri Gagarin, isto é o facto que o satélite pretende comemorar. Foi então decidido que o Kedr será activado no interior da ISS a 12 de Abril.

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STS-133, O Último Voo do Discovery Lançado às 2153:23,980UTC do dia 24 de Fevereiro de 2011 após um dramático final na contagem decrescente, o vaivém espacial OV-103 Discovery iniciou a sua 39ª e última missão espacial transportando uma tripulação de seis astronautas composta pelos astronautas Steven Wayne Lindsey, Comandante que realiza a sua 5ª missão espacial; Eric Allan Boe, Piloto na sua 2ª missão espacial, e pelos Especialistas de Missão Timothy Lennart Kopra, na sua 2ª missão espacial; Benjamin Alvin Drew, Jr., na sua 2ª missão espacial; Michael Reed Barratt, na sua 2ª missão espacial; e Nicole Marie Passonno Stott, na sua 2ª missão espacial.

Lançamento

As actividades do dia de lançamento foram iniciadas com a reunião do denominado Mission

Manegement Team MMT) na qual foram revistas as condições atmosféricas e se tomou a decisão de se proceder ao abastecimento do tanque exterior de combustível líquido ET-137. O abastecimento teve início às 1225UTC começando com os procedimentos de acondicionamento térmico para assim evitar danos devido ao choque térmico da passagem dos propolentes criogénicos (oxigénio e hidrogénio líquido). O processo de abastecimento prosseguiu com o abastecimento lento antes de se proceder às necessárias verificações dos sensores de baixo nível e dos sensores ECO (Engine Cut Off). Estes processos garantem que os técnicos recebem as leituras correctas dos sensores. Uma outra verificação é também levada a cabo durante a fase de abastecimento rápido antes da transição para a fase de abastecimento final na qual se mantém completa e mantém os níveis de propolente antes minutos antes do lançamento. Os procedimentos de abastecimento, isto é, a transição para a fase final de abastecimento, tiveram lugar às 1519UTC.

Após a avaliação por parte da equipa final de inspecção do tanque exterior de combustível, a tripulação dirigiu-se para a Plataforma de Lançamento LC-39A do Centro Espacial Kennedy às 1800UTC, chegando à plataforma de lançamento às 1816UTC e começando a ingressar no veículo às 1834UTC, com o Comandante Steven Lidsey a ser o primeiro a entrar no Discovery seguido por Michael Barratt, Eric Boe, Steven Bowen, Nicole Stott e Alan Drew. A escotilha do Discovery foi encerrada entre as 1852UTC e as 2000UTC.

A contagem decrescente decorreu normalmente e sem grandes problemas, exceptuando duas situações que acabaram por ser resolvidas. A primeira situação a ser registada esteve relacionada com uma alteração de corrente que teve lugar num distribuidor de energia associado ao tanque de hidrogénio líquido. O equipamento de apoio no solo associado ao distribuidor teve duas ocorrências de curto-circuito antes de falhar por completo. Os controladores acabaram por concluir que a situação não colocava qualquer problema para o lançamento.

Já na parte final da contagem decrescente os controladores da área de lançamento (que controlam todos os lançamento levados a cabo a partir da Costa Leste dos Estados Unidos), depararam-se com um problema que poderia ter levado ao adiamento do lançamento. Este problema esteve relacionado com a falta de informação nos seus monitores o que implicava a incapacidade de auxiliar o controlo de lançamento no caso de ocorrência de algum problema nos minutos iniciais do voo. O Director do Lançamento, Michael Lainbach, decidiu prosseguir com a contagem decrescente ate T-5m antes de esperar o tempo possível pela resolução do problema o que acabou por acontecer a apenas alguns segundos do tempo de espera limite.

Tendo por base os parâmetros orbitais da ISS, a janela de lançamento do Discovery decorreu entre as 2147:25UTC e as 2153:27UTC, sendo a altura preferível a hora na qual o plano orbital da ISS é cruzado pela localização da plataforma de lançamento.

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O Discovery utilizou nesta missão três SSME (Space Shuttle Main Engines) que já haviam sido utilizados em missões anteriores. Na posição n.º 1 encontrava-se o motor Block 2-2044 que foi pela primeira vez utilizado pelo vaivém espacial OV-105 Endeavour na missão STS-89 entre 22 e 31 de Janeiro de 1998. Este foi o 13º voo deste motor. Na posição n.º 2 encontrava-se o motor Block

22048 utilizado pela primeira vez a 29 de Outubro de 1998 pelo vaivém espacial Discovery na missão STS-95. O terceiro motor do Discovery era o motor Block 2-2058 utilizado pela primeira vez na missão STS-116 a 9 de Dezembro de 2006 pelo vaivém espacial Discovery.

A ascensão orbital decorreu sem problemas com os dois propulsores laterais de combustível sólido (RSRM-112) a separarem-se às 2155UTC. Compostos por várias secções cilíndricas, os SRB (Solid Rocket Boosters) continham elementos já utilizados noutros lançamentos. Após a separação dos propulsores laterais ocorreu uma manobra nominal por parte do OMS (Orbital Maneuvering

System) às 2155:41,4UTC, tendo uma duração de 152,50 segundos.

O final da queima dos três SSME teve lugar a T+8m 32s (2201:48UTC) com o tanque exterior de combustível líquido a ser separado às 2202:09UTC. O Discovery estava então numa órbita com um apogeu a 218,86 km de altitude e perigeu a 57,93 km de altitude. Pelas 2226UTC o vaivém espacial era colocado na atitude correcta para a queima OMS-2 que teve lugar às 2231:54,2UTC e teve uma duração de 63,4 segundos, aumentando a velocidade do Discovery em 29,3 m/s e colocando-se numa órbita com um apogeu a 231,53 km de altitude e perigeu a 157,44 km de altitude.

As portas do porão de carga foram abertas às 2329:30UTC permitindo assim que o Discovery pudesse dissipar o calor dos seus instrumentos através dos radiadores instalados na parte interior das portas do porão. Na mesma altura foi colocada em posição a antena de banda Ku que levou a cabo um auto teste para verificar o seu estado que veio a

registar-se ser satisfatório.

Pelas 2331UTC a tripulação era informada que poderia iniciar as operações orbitais recebendo a indicação que o veículo estava em boas condições. Nas horas seguintes os astronautas prepararam a rede informática a bordo e transmitiram para a o Controlo da Missão as imagens e dados obtidos durante a viagem até á órbita terrestre. Os astronautas despiram os seus fatos espaciais, procederam à arrumação dos assentos dos Especialistas de Missão e jantaram com o seu período de sono de oito horas a ter início às 0350UTC do dia 25 de Fevereiro.

Durante a viagem até à órbita terrestres não foram registadas libertações significativas de materiais a partir do tanque exterior de combustível líquido. A T+3m 50s, foram observados vários pedaços de material isolante a libertar-se de uma área do

intertanque do tanque exterior de combustível líquido entre os apoios frontais. Os detritos embateram no Discovery mas não provocaram danos. Da mesma forma, a T+4m 42s ocorreu uma nova libertação de material desta vez na zona da conduta de oxigénio líquido. Este impacto também não originou danos no vaivém espacial.

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Segundo dia de voo

As principais actividades levadas a cabo no segundo dia de voo estiveram relacionadas com as inspecções de parte do sistema de protecção térmica TPS (Thermal Protection System) do Discovery e das áreas dos OMS utilizando o sistema OBSS (Orbiter Boom

Sensor System). Os astronautas também procederam à verificação dos fatos extraveículares e à instalação da câmara de acoplagem, juntamente com a extensão do sistema de acoplagem ODS (Orbiter Docking System) e verificação das ferramentas que seriam utilizadas nesta manobra. Também neste dia foram realizadas duas manobras de correcção orbital designadas NC2 e NC3.

Todas as placas RCC (Reinforced Carbon-Carbon) nos bordos das asas e no «nariz» do veículo são inspeccionadas utilizando o sistema OBSS. As observações nas asas também cobriram a maior parte da área da cabina da tripulação. A inspecção da área dos OMS é lavada a cabo utilizando uma câmara manual para obter fotografias a partir do convés posterior. Os procedimentos do OBSS incorporam a utilização de imagens IDC (Digital Camera) durante as observações LDRI (Laser Dynamic Range Imager), reduzindo assim a possibilidade de ser necessária uma inspecção mais detalhada. A remoção do OBSS da sua posição de armazenamento incorpora a calibração tridimensional do LDRI e a calibração do campo plano da zona bombordo do vaivém espacial.

Durante as observações é necessária a presença de três membros da tripulação, dos quais dois levam a cabo as operações relacionadas com a manipulação do SRMS/OBSS (Shuttle Remote Manipulator

System/OBSS) e um opera a situação operacional das câmaras e sensores. Somente dois membros da tripulação são necessários para as operações de remoção e armazenamento do OBSS.

As operações iniciam-se com a observação da asa direita do vaivém espacial dado que são mais difíceis de levar a cabo ou mesmo impossíveis de serem realizadas durante a fase de acoplamento com a ISS. As observações são levadas a cabo durante as fases de eclipse da órbita, mas a tripulação pode suspender as observações se as condições de iluminação não são suficientes. De facto, a atitude de observação na fase LDRI não requer a iluminação solar até um campo de visão FOV (Field Of View) de +/- 20º para o

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laser. Da mesma forma, nenhuma observação pode ser levada a cabo dentro de um meio cone de 10º directamente atrás do instrumento, no entanto é altamente desejável manter o Sol num meio cone de 90º atrás do instrumento desde que não se encontre directamente atrás.

Apesar das observações que seriam levadas a cabo no terceiro dia de voo durante a manobra RPM (Rbar Pitch Maneuver) poderem observar a parte inferior do Discovery, as inspecções levadas a cabo com o OBSS forneceram uma imagem sobre os possíveis danos que poderiam ter sido realizados durante o lançamento.

Os astronautas foram acordados às 1153UTC do dia 25 de Fevereiro para dar início ao primeiro dia completo em órbita. O dia iniciou-se ao som do tema “Through Heaven’s Eyes” da banda sonora do filme “Prince of Egypt” que foi tocado para o astronauta Michael Barratt.

Os astronautas Steven Lindsey, Eric Boe e Al Drew iniciaram depois os procedimentos de observação com o sistema OBSS. Os dados recolhidos foram mais tarde enviados para o Controlo da Missão em Houston pela astronauta Nicole Stott.

Mais tarde os astronautas Al Drew, Michael Barratt e Stephen Bowen procederam à inspecção dos fatos extraveículares que seriam utilizados por Drew e Bowen nas duas saídas para o espaço. Os fatos foram preparados para serem transferidos para a ISS após a acoplagem do Discovery.

Nesta segundo dia a tripulação do Discovery conversou com o astronauta Timothy Kopra que originalmente fazia parte da tripulação da missão STS-133 mas que foi substituído devido a problemas originados num acidente de bicicleta. Kopra saudou os seus companheiros e desejou-lhes todo o sucesso nesta última missão

do Discovery.

A primeira de duas correcções orbitais (NC2) teve lugar às 1449UTC seguindo-se a remoção do OBSS da sua posição de armazenamento às 1453UTC. As inspecções da asa direita foram iniciadas às 1608UTC, seguindo-se a inspecção do nariz do Discovery às 1803UTC. Pelas 1848UTC iniciou-se o período de refeições da tripulação. As observações dos OMS tiveram início às 1948UTC e os preparativos para as verificações dos fatos extraveículares iniciaram-se às 1953UTC, seguindo-se às 1918UTC a inspecção da asa esquerda do Discovery. As verificações dos fatos extraveículares iniciaram-se às 2023UTC. Finalizadas as inspecções com o sistema OBSS, este foi colocado de novo na sua posição de armazenamento às 2153UTC (os dados seriam transmitidos às 0203UTC do dia 26 de Fevereiro).

Entretanto, às 2208UTC a tripulação preparava o equipamento que seria utilizado nas duas actividades extraveículares para ser transferido para a ISS. Às 2258UTC foi colocada a câmara de acoplamento e às 2328UTC procedeu-se à extensão do anel de acoplagem, com as ferramentas para esta manobra a serem verificadas às 2348UTC.

A segunda manobra de correcção orbital deste dia, NC3, teve lugar às 0103UTC do dia 26 de Fevereiro e o segundo período de descanso da tripulação iniciou-se às 0353UTC.

Terceiro dia de voo

As actividades e manobras de aproximação e acoplagem com a estação espacial internacional ISS foram o momento alto do terceiro dia de voo da missão STS-133 com o Discovery a executar a tradicional pirueta antes de iniciar a sua aproximação final á ISS.

A denominada queima Terminal Initiation (TI) teve lugar cerca das 1633UTC. Esta queima executa os ajustamentos finais de trajectória na aproximação do vaivém espacial, colocando o veículo na orientação certa para atingir um ponto a cerca de 180 metros «em baixo» da ISS na direcção da denominada ‘R-bar’. A ‘R-bar’ (vector do raio terrestre) é uma linha imaginária que liga a ISS e o centro da Terra e ao longo da qual o vaivém espacial se desloca na sua aproximação final para a acoplagem com a estação espacial internacional. Uma vez deslocando-se na R-bar, o Controlo da Missão, tendo em conta a necessidade de evitar sombras sobre o vaivém espacial, deu luz verde para o Discovery executar a denominada manobra RPM (R-bar Pitch Maneuver) permitindo assim à tripulação da ISS a oportunidade para fotografar o sistema de protecção térmica TPS na parte inferior do Discovery. Finalizada esta manobra, o Comandante do Discovery executou a manobra TORVO que colocou o veículo na direcção V-bar directamente em frente da linha de deslocamento da ISS. Quando o vaivém espacial estava devidamente alinhado, os motores de manobra do Discovery foram sendo activados para reduzir a sua velocidade em 0,06 m/s, abrandando o vaivém espacial e permitindo assim a «aproximação» da ISS.

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Quando o Discovery se encontrava mais perto, os motores foram sendo de novo activados para aumentar a velocidade do vaivém em 0,03 m/s, abrandando o ritmo de aproximação entre os dois veículos. A acoplagem acabou por ter lugar às 1916UTC.

A tripulação do Discovery foi despertada às 1153UTC ao som da música “Woody’s Roundup” tocada pelos Riders in the Sky para o astronauta Alvin Drew. Após a higiene e pequeno-almoço, a tripulação procedeu às 1318UTC activação do computador Group B, iniciando-se as actividades de encontro com a ISS às 1341:11UTC com o auto teste do radar. Três minutos mais tarde teve lugar a conferência diária de planeamento das actividades da ISS. O sistema da antena de banda Ku falhou um auto teste. A tripulação colocou o sistema em modo de comunicação às 1347:54UTC, com o sistema a operar nornalmente.

O radar foi activado às 1549:14UTC, tendo detectado a estação espacial às 1549:30UTC a uma distância de 43,6 km e entrado no modo de seguimento às 1549:50UTC (43,3 km). Pelas 1455UTC teve lugar a manobra NH com a activação dos motores de manobra orbital do Discovery.e a queima TI foi executada às 1633UTC. A ISS manobrou para a atitude de acoplagem às 1705UTC. Dois minutos mais tarde a distância que separava o Discovery da ISS era de 10 km. As luzes do módulo de serviço foram acesas às 1709UTC, com o pôr-do-sol orbital a ter lugar nesta altura. A estação espacial atingia a sua atitude de acoplagem às 1710UTC. Em preparação para a acoplagem e posterior transferência para a ISS, os fatos espaciais foram removidos da escotilha às 1713UTC. Pelas 1732UTC os dois veículos estavam a 3,05 km de distância enquanto que às 1740UTC já se encontravam a 1,52 km. A partir das 1743UTC foi iniciada a aproximação final.

Os painéis solares da secção norte-americana da ISS foram colocados na horizontal em relação à direcção de voo pelas 1745UTC, na mesma altura em que ocorria o nascer do sol orbital e em que as luzes do módulo de serviço eram apagadas. A distância entre os dois veículos reduzia-se para os 914 metros às 1746UTC. A manobra MC4 ocorria às 1750UTC.

Às 1754 o Discovery estava a 457 metros da ISS e às 1759UTC estava a 305 metros da estação espacial. O Discovery posicionava-se directamente por debaixo da ISS às 1803UTC, estando agora a uma distância de 221 metros. Continuando a aproximação chegava aos 183 metros pelas 1808UTC. Em preparação da aproximação final, os painéis solares do ATV-2 eram colocados na horizontal em relação à direcção de voo pelas 1815UTC. A janela para o início da manobra RPM abriu-se às 1815UTC e a manobra iniciava-se nessa altura (esta janela terminava às 1829UTC). A ISS entrava em modo de operações de proximidade às 1820UTC, com a janela de oportunidade para o registo fotográfico do sistema de protecção térmica do Discovery a terminar pelas 1821UTC. A manobra RPM era finalizada às 1823UTC.

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No interior do módulo russo Zvezda, Catherin Coleman e Paolo Nespoli utilizaram máquinas fotográficas equipadas com lentes telescópicas de 400 mm (147 fotografias) e 800 mm (155 fotografias) para fotografar o sistema de protecção térmica do Discovery. As imagens obtidas foram mais tarde transmitidas para o Centro Espacial Johnson, Hoston – Texas.

Após a realização da manobra RPM, o Discovery teria agora de se deslocar para uma posição «em frente» da estação espacial. Esta deslocação iniciou-se às 1825UTC, estando a uma distância de 160 metros. Os painéis solares da secção russa da ISS foram colocados na horizontal em relação à direcção de voo pelas 1831UTC com o Discovery a chegar a uma posição imediatamente à frente da ISS às 1837UTC. O pôr-do-sol orbital ocorria novamente às 1841UTC. A antena de banda Ku foi colocada de novo em modo de comunicação às 1843:52UTC com a estação a 97,5 metros de distância. Às 1901UTC a distância entre os dois veículos era de 15 metros e às 1905UTC era de 9 metros. Esta distância foi mantida até às 1910UTC altura em que foi iniciada a aproximação para a acoplagem. A junção entre os dois mecanismos de acoplagem (do Discovery e do PMA-3 no módulo Harmony) teve lugar às 1914:33UTC com os ganchos de união a fecharem-se às 2040:56UTC. A manobra TEA (Torque Equilibium Attitude) teve início às 2012:00UTC e foi finalizada às 2042:15UTC.

Uma vez acoplados «de forma suave» os dois veículos viram-se numa condição já registada anteriormente e causada pelos gradientes de gravidade que influenciaram no alinhamento do anel de orientação, atrasando assim a «acoplagem rígida» até à dissipação dos movimentos relativos. O sistema ODS (Orbiter Docking System) operou dentro das suas especificações. Durante o procedimento denominado ‘Stuck Dampers’ foi observada a oscilação das pétalas 1 e 3 do sistema de acoplagem em torno da pétala 2. Pelas 1926:02UTC foi registada uma indicação de mau alinhamento que teve uma duração de 2 minutos e 1 segundo. Um novo mau alinhamento foi registado às 1928:07UTC. O sistema ISS / Discovery entrou em gradiente de gravidade levando à divergência das posições do anel de orientação durante aproximadamente 23 minutos e 56 segundos antes de se poder iniciar a retracção final do anel. Assim, o tempo entre a «acoplagem suave» e a «acoplagem rígida» foi de 51 minutos e 28 segundos.

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Após a acoplagem as duas tripulações verificaram a existência de possíveis fugas no sistema de acoplagem, preparando-o de seguida para permitir a passagem entre os dois veículos. As escotilhas entre os dois veículos foram abertas às 2116UTC. Pelas 2136UTC o Comandante da Expedição 26, Scott Kelly, juntamente com os restantes membros da expedição (Alexander Kalery, Oleg Skripochka, Dmitry Kondratyev, Catherine Coleman e Paolo Nespoli), recebeu a tripulação do Discovery a bordo da estação espacial internacional. Após uma pequena cerimónia e uma curta palestra sobre segurança a bordo da ISS, Steven Bowen e Alvin Drew procederam os seus fatos espaciais extraveículares e ferramentas para o módulo Quest, preparando já a primeira actividade extraveícular da missão. Por seu lado, Nicole Stott e Michael Barratt utilizaram o braço robot Canadarm2 para retirar o contentor logístico ELC-4 (External Logistics Carrier-4) da sua posição de lançamento no porão do Discovery. No interior do ELC-4 encontravam-se um conjunto sobressalente de radiadores para o sistema de refrigeração de amoníaco da ISS. O objectivo desta operação foi o de fixar o ELC-4 a sistemas de fixação no lado inferior da estrutura direita de fornecimento de energia da ISS. Para conseguirem chegar a esta posição, os dois astronautas tiveram de transferir o ELC-4 para o Canadarm do Discovery que era operado por Alvin Drew e Eric Boe. O Canadarm2 foi então reposicionado, movendo-se como um verme pela estrutura da ISS, deslocando-se do módulo Harmony para a sua base móvel. Quando a transferência foi finalizada, o Canadarm transferiu o ELC-4 de volta para o Canadarm2 e o contentor foi lentamente colocado em posição para ser mais tarde fixado à estrutura dos painéis solares.

Devido ao facto de se ter demorado mais tempo do que o previsto a finalizar a acoplagem entre o Discovery e a ISS, os trabalhos com o ELC-4 só foram finalizados às 0312UTC do dia 27 de Fevereiro, muito mais tarde do que inicialmente previsto. A certa altura foi dada a opção aos astronautas de adiarem esta tarefa para o dia seguinte, mas decidiram finalizá-la naquela altura.

Quarto dia de voo

O quarto dia de voo do Discovery iniciou-se às 1123UTC do dia 27 de Fevereiro, trinta minutos mais tarde do que o previsto para assim compensar as actividades tardias do dia anterior. Os astronautas foram despertados ao som de “Java Jive” do quarteto The Manhattan Transfer e tocada para o Comandante Steven Lindsey.

As principais actividades neste dia estiveram relacionadas com a transferência de materiais, mantimentos e experiências do Discovery para a ISS. No total Steven Lindsey, Eric Boe e os Especialistas de Missão Alvin Drew, Steven Bowen, Michael Barratt e Nicole Stott, dedicaram um total combinado de nove horas às actividades de transferência. No total ao longo da missão seriam transferidos 907 kg de carga para a ISS, enquanto que o Discovery regressaria com 1.180 kg de carga vindos da ISS. Lindsey, Boe, Barratt e Stott trabalharam em conjunto para deslocar o sistema de sensores OBSS da sua localização no bordo do porão de carga do Discovery para um ponto onde pudesse ser utilizado para realizar uma inspecção detalhada do sistema de protecção térmica do vaivém espacial. Devido à posição do vaivém espacial enquanto permanece acoplado à ISS, o Canadarm não seria capaz de recolher

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o OBSS, requerendo o auxílio do Canadarm2 para poder ter acesso ao sistema. Por seu lado, o Canadarm2 foi deslocado para a sua posição para esta actividade pelos responsáveis pela robótica no solo durante a noite. Felizmente, e após as imagens que foram obtidas do sistema TPS do Discovery enviadas para o solo após a acoplagem, os analistas e responsáveis da NASA (a Mission Management

Team) decidiram não ser necessária uma inspecção mais detalhada.

Steven Bowen e Alvin Drew configuraram as ferramentas que iriam utilizar na primeira saída para o espaço.

Ainda neste dia a tripulação do Discovery conversou com representantes dos media, nomeadamente jornalistas vindos do The Weather

Channel, WBZ Rádio (de Boston), WSB-TV (de Atlanta) e WTVT-TV (de Tampa, Florida).

Quinto dia de voo

O quinto dia de voo do Discovery iniciou-se às 1123UTC do dia 28 de Fevereiro, ao som de “Oh, What a Beautiful Morning” tocada por Davy Knowles e os Back Door Slam, para a astronauta Nicole Stott que iria «coreografar» a primeira actividade extraveícular da missão STS-133.

Após o pequeno-almoço e a higiene «matinal», a tripulação do Discovery dedicou-se à repressurização do Quest no interior do qual dormiram Steven Bowen e Alvin Drew. Os dois astronautas passaram a noite no interior do módulo a uma pressão reduzida para purgar o azoto da sua circulação sanguínea em preparação para a primeira actividade extraveícular. Saindo o Quest, os dois astronautas realizaram a sua higiene pessoal num intervalo de cerca de 50 minutos e reentraram no módulo, com este a ser novamente despressurizado para 10,2 psi.

Pelas 0820UTC foi realizada a conferência diária de planeamento das actividades na ISS reunindo os diferentes controladores de voo nos diferentes controlos de missão em todo o planeta.

Bowen e Drew iniciaram então as actividades de pré-respiração ao mesmo tempo que continuavam a purga de azoto e deslocaram-se para o denominado Crew Lock cuja despressurização foi iniciada cerca de uma hora após o início das actividades de pré-respiração. Os dois homens colocaram então as suas unidades EMU (Extravehicular Mobility Unit) a utilizar as suas próprias baterias, dando assim início oficial à primeira actividade extraveícular da missão STS-133 às 1546UTC (32 minutos antes do previsto). Esta foi a 154º actividade extraveícular dedicada à montagem ou manutenção da estação espacial internacional desde que a sua construção foi iniciada em 1998, sendo a 3ª actividade realizada em 2011, a 6ª para Steven Bowen (que envergava um fato extraveícular com riscas vermelhas) a 1ª para Alvin Drew (que envergava um fato extraveícular totalmente branco) que se tornou no 200º ser humano a realizar um passeio espacial.

Após a saída do interior do Quest, ambos os astronautas passaram os primeiros trinta minutos a levarem a cabo operações de preparação das suas actividades no exterior da ISS antes de se dedicarem à primeira tarefa, a instalação do cabo J612 no módulo Tranquility (Node-3). O cabo J612 tem como função fornecer energia ao módulo caso este tenha alguma vez de ser separado do

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módulo Unity para reparações e para alguma substituição. Após a instalação do cabo (numa área que estaria no futuro inacessível após a instalação do Leonardo PMM - Permanent Multipurpose Module), os dois astronautas dividiram-se com Steven Bowen a deslocar-se para o sistema SSRMS (Space Station Remote Manipulator System) para levar a cabo as operações de preparação deste

sistema durante 30 minutos, enquanto de Alvin Drew levava a cabo uma limpeza a um saco VTE na plataforma externa de armazenamento ESP-2 (External Stowage

Platform-2). A cerca de hora e meio após o início da actividade extraveícular, Alvin Drew começou a preparar as ferramentas Vent num procedimento que durou 20 minutos, enquanto que Steven Bowen, estando seguro nos dispositivos de fixação na extremidade do SSRMS, deslocou-se para o Módulo de Bombagem danificado onde iniciara já as operações de recolha desse módulo. Após preparar as ferramentas para a instalação de uma conduta de drenagem no módulo avariado, Drew juntou-se a Bowen no módulo para o auxiliar nas suas tarefas de remoção e armazenamento do módulo no ESP-2.

Com o módulo removido da sua posição, e quando Bowen se preparava, na extremidade do SSRMS, para ser deslocado até junto da plataforma ESP-2, a estação de comando do sistema de manipulação remota localizada na Cupola desactivou-se de forma súbita. Perante um atraso de meia hora com os procedimentos de reactivação do sistema, o Comandante da ISS, Scott Kelly, e o astronauta Michael Barratt optaram por utilizar uma segunda estação de comando localizada no módulo laboratório Destiny. Neste módulo, os equipamentos são idênticos, mas os operadores tiveram de utilizar imagens de televisão em vez de uma visão directa para a tarefa que estavam a realizar.

Simplesmente segurando o módulo avariado, Steven Bowen teve de esperar na extremidade do broco robótico enquanto que os astronautas no interior da ISS iniciavam os procedimentos na estação de controlo suplente. As operações foram retomadas pouco depois e o módulo armazenado, com uma massa de 354 kg, na plataforma ESP-2.

Enquanto que o módulo estava a ser instalado na ESP-2, Drew deslocou-se da zona do ESP-2 para a estrutura Z1 utilizando o APFR

(Articluating Portable Foot Restraint) e trabalhou nas mantas MLI (MultiLayer Insulation), deslocando também uma barra de fixação do APFR para o módulo Quest.

De seguida, os dois astronautas iniciaram a instalação da câmara CP3 antes de se dedicaram a outros trabalhos de adiantamento de outras tarefas para a segunda actividade extraveícular. Os dois homens procederam também à realização da tarefa ‘Message in a

Bottle’ para a agência espacial japonesa JAXA na qual «recolheram» uma amostra do vácuo espacial e o colocaram no interior de um contentor hermeticamente fechado.

A actividade extraveícular terminou às 2220UTC, tendo uma duração de 6 horas 34 minutos. No final deste passeio espacial, Steven Bowen acumulou um total de 41 horas e 4 minutos de actividade extraveícular colocando-o na lista dos 20 astronautas mais experientes em AEV.

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Entretanto no Centro Espacial Kennedy o vaivém espacial OV-105 Endeavour era transportado do edifício OPF (Orbiter Processing

Facility) para o edifício VAB (Vehicle Assembly Building) no qual seria acoplado ao tanque exterior de combustível líquido ET-122 em preparação para a sua última missão (STS-134) que deverá ter início às 0048UTC do dia 20 de Abril de 2011.

Entretanto os dirigentes da NASA decidiam prolongar a missão do Discovery por 24 horas para assim proporcionarem às duas tripulações mais tempo para prepararem um novo módulo que seria então instalado na ISS e para possivelmente tirarem partido de uma oportunidade única de fotografarem a ISS e o vaivém espacial a partir de um veículo Soyuz TMA. Nesta altura os responsáveis norte-americanos e russos ainda estavam a considerar um plano no qual um veículo Soyuz TMA tripulado por três cosmonautas se iria separar da ISS e obter imagens do complexo orbital com o vaivém espacial acoplado juntamente com os veículos de carga HTV-2 e ATV-2 ‘Johannes Kepler’. Infelizmente, esta pretensão seria negada pelos responsáveis da Roscosmos que acharam a manobra demasiado arriscada para ser levada a cabo pela Soyuz TMA-01M (o primeiro modelo 700 deste tipo de veículo).

Sexto dia de voo

O sexto dia de voo da tripulação do Discovery foi iniciado às 1057UTC do dia 1 de Março ao som de “Happy

Toghether” tocada pelos The Turtles, para o especialista de Missão Steven Bowen.

Este dia foi destinado à acoplagem do módulo multi-usos permanente Leonardo e à preparação da segunda actividade extraveícular.

Marcando o final da construção da secção norte-americana da ISS, os procedimentos para a junção do módulo Leonardo tiveram início cerca das 1300UTC com o módulo a ser «agarrado» pelo sistema robótico SSRMS. O módulo seria retirado do porão de carga do Discovery pelas 1326UTC, com o braço robótico a ser comandado por Michael Barrett e Nicole Stott operando desde a Cupola. De seguida o módulo seria deslocado para o CBM na posição nadir (Common Berthing

Mechanism) no módulo Unity (Node-1), sendo a instalação confirmada às 1505UTC. Com a instalação do Leonardo o volume disponível para os tripulantes da ISS aumenta em 70 m3, transportando no seu interior 12.700 kg de carga e um robot humanóide, o Robonaut-2. A bordo encontra-se um contentor capaz de armazenar variadas experiências, cinco pequenos contentores de armazenamento de abastecimentos, seis plataformas de armazenamento e duas plataformas de armazenamento integradas.

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Os preparativos para a segunda actividade extraveícular incluíram a configuração das ferramentas que seriam utilizadas e uma revisão dos procedimentos a levar a cabo por parte de oito dos membros das tripulações do Discovery e da ISS. Pelas 0048UTC do dia 2 de Março os astronautas Steven Bowen e Alvin Drew iniciaram o período de adaptação no interior do módulo Quest onde dormiriam.

Barratt, Stott, Lindsey Kelly conversaram com jornalistas da KTRK-TV (Houston) e da KING-TV e KOMO-TV (ambas de Seattle) às 1923UTC.

Neste dia o denominado Mission Management Team (MMT) baseando-se nos dados do Damage Assessment Team (DAT), que mostrou que o sistema de protecção térmica do Discovery se encontrava em boas condições, autorizou o regresso e reentrada do vaivém espacial.

Sétimo dia de voo

Os acordes de “The Speed of Sound” tocada pelos Coldplay, despertaram os astronautas do Discovery para o sétimo dia da missão às 1024UTC. O tema foi tocado para o Piloto Eric Boe. Este dia esteve dedicado à segunda actividade extraveícular da missão destinada a levar a cabo várias actividades entre as quais o «despejo» de amoníaco desde o módulo de bombagem avariado que havia

sido trasladado para uma posição de armazenamento no anterior passeio espacial, além de procederam à remoção de uma placa de adaptação anteriormente utilizada para fixar experiências ao exterior do módulo europeu Columbus e remover placas de isolamento do módulo Tranquility e do transportador logístico ELC-4. Para além das actividades no exterior da ISS, os restantes membros da tripulação auxiliaram na configuração interna do módulo Leonardo.

Após finalizarem as tarefas pré-AEV, depois de um ligeiro atraso devido a um problema técnico num dos dispositivos de remoção de dióxido de carbono do fato extraveícular de Steven Bowen, este juntou-se a Alvin Drew no Quest e ambos accionaram o fornecimento de energia aos EMU, dando assim início oficial ao último passeio espacial da missão STS-133 às 1542UTC. Após abandonarem o módulo, os dois homens começaram por executar tarefas preparatórias das actividades que iam realizar.

Bowen começou por se deslocar para o sistema SSRMS e passou a hora seguinte a preparar o sistema de fixação na extremidade do Canadarm2. Depois, deslocou-se para o módulo Columbus onde removeu o Lightweight Adaptor Plate Assembly (LWAPA) da fuselagem exterior do módulo. Depis de arrumar o adaptador, Bowen deslocou-se para junto do Dextre, o sistema de manipulação especial, para instalar o CLPA 1 (Camera Light Pan and

Tilt Assembly). Depois desta tarefa o astronauta procedeu à desmontagem do sistema de fixação que havia preparado anteriormente e colocou o sistema de manipulação remota da ISS na posição onde se encontrava antes deste segundo passeio espacial.

Por seu lado, o astronauta Alvin Drew passou os primeiros minutos após a fase inicial da actividade extraveícular a proceder a operações de limpeza e de despejo no espaço,

antes de se deslocar para o ELC-4 onde procedeu à remoção de camadas de isolamento térmico. Após esta tarefa o astronauta instalou um sistema de iluminação do veículo CETA.

Esta actividade extraveícular teve uma duração de 6 horas e 14 minutos, terminando às 2156UTC. Foi a 244ª actividade extraveícular realizada por astronautas norte-amerucanos, sendo a 7ª para Steven Bowan que assim acumulou um total de 47 horas e 18 minutos, e a 2ª para Alvin Drew que acumulou um total de 12 horas e 48 minutos. Foi a 155ª actividade extraveícular para montagem ou manutenção da ISS, totalizando 973 horas e 53 minutos de trabalhos no exterior da estação espacial.

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Oitavo, nono e décimo dia de voo

Os U2 com o tema “City os Blinding Lights” despertaram os astronautas do Discovery para o oitavo dia da missão às 0905UTC. Este dia ficou marcado por uma conversa com o Presidente dos Estados Unidos, Barack Obama, na qual foram abordados vários temas entre os quais a presença do primeiro robot humanóide na ISS e a cooperação internacional no espaço.

Este dia também foi marcado pela transferência de equipamento e mantimentos entre a estação espacial e o Discovery, a arrumação e armazenamento dos equipamentos utilizados nas duas actividades extraveículares, e por actividades de exercício físico e manutenção. Steven Lindsey e Eric Boe procederam a uma manobra de elevação da altitude orbital do complexo. A manobra teve início às 1403:37UTC e terminou às 1432:26UTC, resultando numa aumento de volocidade de 1 m/s e aumentando a altitude em 1,7 km.

Entretanto neste dia foi decidido prolongar a missão do Discovery por mais um dia para que a tripulação do vaivém espacial pudesse auxiliar a tripulação da ISS na preparação do módulo Leonardo e poder transferir lixo e materiais desnecessários para o interior do Kounutori-2.

A tripulação do Discovery realizou também duas entrevistas com os jornalistas da CNN, WTTG-TV de Washington, D.C., WTSPP-TV de Tampa, Flórida, KNBC-TV de Los Angeles, MSNBC, WXIA-TV de Atlanta e com a Fox News Radio.

O nono dia de missão começou às 0823UTC do dia 4 de Março com o som de "The Ritual/Ancient Battle/2nd Kroykah," da banda sonora da série de ficção-científica “O Caminho das Estrelas”. Pelas 1100UTC os astronautas iniciaram as actividades do dia juntamente com a equipa do 6ASA Educational Technology Services e com estudantes no Centro Espacial Marshall. O Comandante da ISS, Scott Kelly, e a Engenheira de Voo Catherine Coleman, responderam a perguntas dos estudantes.

Os trabalhos a bordo da ISS iniciaram-se pelas 1130UTC com os astronautas do Discovery a trabalharem em conjunto com a astronauta Cady Coleman e com o astronauta italiano Paolo Nespoli a levarem a cabo variadas tarefas relacionadas com o módulo Leonardo.

O período de descanso teve início às 2323UTC e terminou às 0734UTC do dia 5 de Março com os astronautas a serem despertados pelo tema “Ohio (Come Back to Texas)”. Este dia esteve dedicado mais uma vez a trabalhos de preparação e manutenção do módulo Leonardo, além de aixiliarem em trabalhos de manutenção na ISS.

Um novo período de descanso teve início às 2323UTC.

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Décimo primeiro dia de voo

O último dia na ISS teve início às 0723UTC do dia 6 de Março com o tema “Spaceship Superstar” tocado pelos Prism. A música foi escolhida para todos os membros da tripulação do Discovery pela equipa de controladores de voo que os apoiaram ao longo do voo. As últimas horas a bordo foram passadas a transferir os últimos elementos do vaivém espacial para a ISS e da estação para o Discovery. Após uma ligeira refeição a meio do dia de trabalho, a tripulação teve algum tempo livre durante a tarde. Mais tarde Bowen e Barratt verificaram as ferramentas que seriam utilizadas na manobra de separação.

Após uma última transferência de experi~encias médicas para o Discovery, foi iniciada uma cerimónia de despedida às 1930UTC. Ambas a tripulações agradeceram a mútua colaboração nas diferentes tarefas executadas e foram dados agradecimentos ao Discovery na sua 39ª e última missão. Após 7 dias, 23 horas e 55 minutos de actividades conjuntas, as escotilhas entre os dois veículos foram encerradas às 1811UTC. De seguida, Drew e Stott procederam à instalação de uma câmara que iria auxiliar Eric Boe durante a manobra de separação do Discovery.

Após algumas actividades de preparação para a importante manobra que seria relizada no dia seguinte, a tripulação iniciou o seu período de descanso às 2323UTC.

Décimo segundo e décimo terceiro dia de voo

A tripulação do Discovery foi despertada às 0723UTC com uma versão especial do tema original do “Caminho das Estrelas”, de Alexander Courage, e com a voz do actor William Shatner em tributo do vaivém espacial Discovery: “Espaço, a último fronteira. Estes têm sido as viagens do vaivém espacial Discovery. A sua missão de 30 anos: procurar nova ciência. Construir novos postos avançados. Juntar nações na última fronteira. Ir, e fazer, o que nenhuma nave espacial alguma vez fez.”1

Em preparação da separação as juntas SARJ (Solar Alpha Rotary Joint) da ISS foram bloqueadas e os quatro painéis solares foram colocados em posição de segurança para os proteger das emanações de gases do sistema RCS do Discovery. Os painéis solares do ATV-2 e o segmento russo da ISS também foram colocados em posição de segurança.

O perfil de separação foi delineado para minimizar o efeito dos gases do Discovery e a utilização de propolente. A sequência inicial de separação combinou a utilização de ignições de controlo de atitude e queimas na direcção +Z para atingir um nível inicial de separação. A separação entre os dois veículos teve lugar às 1200UTC quando sobrevoavam o Oceano Pacífico a Este da Indonésia e a Nordeste da Austrália. Após a separação e a uma distância de 121 metros da ISS, o Discovery iniciou uma manobra em torno da estação espacial aumentando gradualmente a sua distância de separação. Pelas 1247UTC encontrava-se directamente «atrás» da ISS na posição –Vbar, isto é na direcção oposta ao seu movimento orbital. Às 1308UTC estava de novo em

«frente» da ISS (+Vbar) e dava início às manobras de separação definitva entre os dois veículos.

1 “Space, the final frontier. Thesa have been the voyages of the Space Shuttle Discovery. Her 30-year mission: To seek out new

science. To build new outposts. To bring nations toghether on the final frontier. To bodly go, and do, what no spacecraft hás done

before.”

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Ainda neste dia a tripulação levou a cabo as inspecções finais do sistema de protecção térmica do Discovery, analisando os painéis RCC e as áreas críticas do vaivém. As operações levadas a cabo espelharam as operações que haviam sido realizadas no segundo dia de voo e utilizaram o sistema OBSS fornecendo imagens para a equipa DAT (Damage Assessment Team) para posteriormente autorizar o regresso do Discovery. As inspecções foram realizadas sem qualquer problema e nenhum problema foi detectado no sistema TPS do Discovery.

O último dia que o Discovery passou em órbita foi dedicado a verificar e preparar os sistemas do vaivém espacial para o seu regresso à Terra.

O fim da linha para o Discovery

O vaivém espacial Discovery iniciou as operações de regresso às 1152UTC durante a 202ª órbita da missão. Pelas 1207UTC procedia-se á arrumação dos radiadores de calor e às 1217UTC iniciava-se a instalação dos assentos dos astronautas. Dada a luz verde para o regresso à Terra os computadores do Discovery foram configurados para a retro-travagem às 1223UTC, seguindo-se às 1227UTC a configuração dos sistemas hidráulicos. A desacticação final da carga do vaivém teve lugar às 1258UTC.

As portas do porão de carga foram encerradas às 1312UTC seguindo-se às 1322UTC a ordem do controlo de missão para se introduzir o programa OPS-3 cuja transição ocorreu às 1332UTC. A lista de activação de sistema foi verificada às 1357UTC.

Pelas 1427UTC o Comandante Steven Lindsey e o Pioto Eric Boe envergaram os seus fatos espaciais pressurizados. Pelas 1444UTC procedeu-se ao alinhamento das unidades de medida inerciais e às 1452UTC o Comandante e o Piloto tomavam os seus lugares enquanto que os restantes membros da tripulação envergavam os seus fatos espaciais pressurizados.

A verificação das superfícies aerodinâmicas do Discovery ocorreu às 1509UTC, enquanto que às 1512UTC se dava a pré-iniciação dos sistemas hidráulicos do vaivém espacial. Pelas 1519UTC procedeu-se à desactivação da casa de banho do Discovery.

A ordem para a retra-travagem foi dada às 1527UTC. A restante tripulação tomava os seus lugares às 1538UTC e às 1547:14UTC era activada a unidade APU 2 (n.º 403)2. A retro-travagem teve início às 1552:04UTC e terminou às 1554:31UTC com a interface de entrada a ser atingida às 1625:57UTC. Pelas 1627UTC o Discovery estava a uma altitude de 105 km e a viajar a uma velocidade de Mach 24.

2 A unidade APU 1 (n.º 310) foi activada às 1612:51UTC e a unidade APU 3 (n.º 408) foi activada às 1612:59UTC.

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Após executar várias manobras na atmosfera para dissipar energia o Discovery alinhava-se com a Pista de Aterragem nº 15 do Centro Espacial Kennedy pelas 1654:13UTC. O trem de aterragem principal do Discovery tocava na pista de aterragem às 1657:16UTC (12 dias 19 horas 3 minutos e 52 segundos) com o trem de aterragem dianteiro a tocar na pista às 1657:22UTC (12 dias 19 horas 4 minutos e 2 segundos), imobilizando-se às 1658:12UTC (12 dias 19 horas 4 minutos 48 segundos)3. Logo após a aterragem o Discovery foi rodeado por um comboio de veículos de manutenção que o colocou em segurança e preparou a saída da tripulação. Às 1716UTC a três unidades APU eram desactivadas pelo Piloto Eric Boe (a unidade APU 1 foi desactivada às 1715:29UTC, a unidade APU 2 foi desactivada às 1715:47UTC e a unidade APU 3 foi desactiva às 1716:01UTC).

3 O pára-quedas de travagem foi accionado às 1657:18UTC e aberto às 1657:24UTC. Os travões do Discovery foram accionados às 1657:48UTC e o pára-quedas foi ejectado às 1657:49UTC.

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Tal como dos outros vaivéns espaciais, a história do vaivém espacial OV-103 Discovery é feita de grandes feitos e triunfos que ficarão para sempre cravados na história da Humanidade, mesmo perante a adversidade da tragédia. O veículo que inspirou várias gerações, transportou nos ombros por duas vezes a esperança de uma grande nação.

Em cerca de 30 anos habituamo-nos a escutar o nome de um sistema de transporte espacial que tentou transformar o acesso ao espaço numa rotina quase semanal. O seu ensejo perdeu-se nos primeiros anos do programa, mas durante quase três décadas manteve-se como a frente de um avanço tecnológico sublinhado pelos seus feitos e inspirações.

É agora hora de colocar os vaivéns espaciais como peças de museus, testemunhos da vontade da Humanidade de ir sempre mais longe e de dar novos espaços para que um dia esta espécie encontre uma nova casa.

Esta é a história do veículo OV-103 Discovery.

Construção do veículo OV-103 O contrato para a construção do veículo OV-103 foi atribuído à Rockwell International a 26 de Janeiro de 1979 com o fabrico do módulo da tripulação a ter início em Junho, bem como a fuselagem inferior. A montagem estrutural da fuselagem posterior teve início em Novembro de 1980 com a instalação dos sistemas da fuselagem posterior a 10 de Dezembro de 1979. A instalação dos sistemas no módulo da tripulação teve início em Outubro de 1981. A fuselagem média do OV-103 chegou às instalações de montagem Palmdale em Março de 1982, bem como os elevons. Em Abril chegavam as duas asas do veículo bem como a fuselagem dianteira inferior.

A montagem final do vaivém espacial iniciava-se a 3 de Setembro de 1982, sendo finalizada a 25 de Fevereiro de 1983. Os testes iniciais dos subsistemas começaram a 28 de Fevereiro com todos os testes a serem finalizados a 26 de Julho.

O veículo OV-103 seria baptizado com o nome Discovery seguindo a tradição que quatro embarcações científicas britânicas: o HMS Discovery, que foi utilizado por James Cook durante a sua viagem final entre 1776 e 1779; o Discovery utilizado por Henry Hudson durante a sua busca pela Passagem do Noroeste entre 1610 e 1611; o HMS Discovery utilizado por George Nares na sua expedição ao Árctico e Pólo Norte em 1875 e 1876; e o RRS Discovery, um navio de pesquisa oceanográfica da Real Sociedade Geográfica que serviu como navio principal na ‘Expedição Discovery’ de Robert Falcon à Antárctida.

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A 16 de Outubro de 1983 o Discovery saia das instalações de fabrico sendo transportado a 6 de Novembro por terra para a Base Aérea de Edwards onde foi colocado sobre o avião de transporte SCA (Shuttle Carrier Aircraft) e transportado para o Centro Espacial Kennedy

O Discovery chegava ao Centro Espacial Kennedy pela primeira vez a 9 de Novembro. No dia seguinte o vaivém foi rebocado para o OPF onde foi inspeccionado após a sua viagem ao longo dos Estados Unidos. Após as inspecções o veículo foi transportado para o VAB onde permaneceu entre 9 de Dezembro e 10 de Janeiro de 1984. Neste dia foi transportado de volta para o OPF onde foi processado para a sua missão inicial. O Discovery regressaria ao VAB a 12 de Maio, sendo acoplado com o conjunto composto pelo tanque exterior de combustível e dois propulsores laterais de combustível sólido. A 19 de Maio todo o conjunto era transportado para a Plataforma de Lançamento LC-39A. A 2 de Junho era realizado o teste FRF (Flight Readiness Firing), uma ignição de 20 segundos dos motores principais do Discovery. Após os resultados deste teste o voo inaugural do Discovery foi agendado para 25 de Junho.

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O transporte do Discovery para a Plataforma de Lançamento LC-39A e o teste FRF a 2 de Junho de 1984

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No entanto, o Discovery não seria lançado a 25 de Junho devido a um problema no computador GPC (General Purpose Computer). O lançamento seria adiado por 24 horas. A contagem decrescente decorreu normalmente com os computadores de bordo do Discovery a assumirem as operações nos segundos finais. Porém, a T-6,6s, quando foi emitido o comando para se iniciar a sequência de ignição dos seus motores principais, foi detectada uma anomalia no motor n.º 3 decretando-se uma paragem RSLS (Redundant Set Launch Sequencer) a 240 milissegundos da ignição do motor4. Na plataforma de lançamento os sistemas de detecção de incêndio detectaram a presença de um incêndio. A equipa de controlo de lançamento reagiu ao alarme ao activar os sistemas de emergência que «inundou» o compartimento posterior do vaivém com água. Após as operações de segurança do veículo e da plataforma de

lançamento, a tripulação (composta por Hanry Warren Hartsfield, Jr.; Michael Lloyd Coats; Richard Michael Mullane; Steven Allan Hawley; Judith Arlene Resnicj e Charles David Walker) saiu do Discovery.

Nas regras de voo do vaivém espacial, qualquer início de ignição dos motores principais é considerado como sendo um voo, levando a uma inspecção total, manutenção em todos os motores e regresso ao OPF para a instalação de três novos motores. O vaivém foi então transportado de volta para o VAB, desmontado do tanque exterior de combustível e transportado para o OPF. A sua carga seria reconfigurada para incorporar elementos da missão STS-41F5 que entretanto era cancelada devido à abortagem do lançamento da missão STS-41D. O Discovery regressaria para a plataforma de lançamento a 9 de Agosto em preparação do lançamento nesta altura agendado para 29 de Agosto. Porém, ainda não seria desta pois com a detecção de problemas no software de voo do MEC (Master Events Controller) do vaivém espacial relacionado

com os comandos de ignição dos seus propulsores laterais de combustível sólido. O lançamento seria adiado por 24 horas. A 30 de Agosto, a contagem decrescente foi adiada alguns minutos devido à presença de um avião na zona de interdição aérea.

Finalmente, às 1241:50UTC do dia 30 de Agosto, o vaivém espacial OV-103 Discovery iniciava a sua primeira viagem espacial. A missão teria uma duração de 6 dias 0 horas 57 minutos e 0 segundos, executando 96 órbita em torno do planeta e colocando em órbita três satélites de comunicações6. O Discovery regressaria á Terra às 1637:54UTC com uma aterragem na Pista 17 da Base Aérea de Edwards, Califórnia.

A segunda missão do Discovery, STS-51A, teria lugar às 1215:00UTC do dia 8 de Novembro. Tripulado por Frederick Hamilton Hauck, David Mathieson Walker, Joseph Percival Allan IV, Anna Lee Fischer e Dale Alan Gardner, o Discovery colocaria em órbita dois satélites de comunicações e recuperaria outros dois satélites que haviam sofrido uma avaria no sistema de propulsão IUS (Inertial Upper Stage) durante a missão STS-41B pelo vaivém espacial Challenger no mês de Fevereiro de 1984. A missão STS-51A teve uma duração de 7 dias 23 horas 44 minutos e 56 segundos, terminando com uma aterragem na Base Aérea de Edwards após executar 126 órbitas do planeta às 1159:56UTC do dia 16 de Novembro.

A primeira missão militar do programa espacial norte-americano marcou a terceira missão do Discovery. A missão STS-51C foi lançada às 1950:00UTC do dia 24 de Janeiro de 1985. A bordo do Discovery estavam os astronautas Thomas Kenneth Mattingly II, Loren James Shriver, Ellison Shoji Onizuka, James Frederick Buchli e Gary Eugene Payton, bem como o satélite militar USA-8 ‘Magnum-I’. Esta missão teve uma duração de 3 dias 1 hora 33 minutos e 27 segundos, terminando às 2123:23UTC do dia 27 de Janeiro com uma aterragem na Pista 15 do Centro Espacial Kenney.

4 Na sequência de ignição dos motores do vaivém espacial, o motor n.º 3 é o primeiro a entrar em ignição. 5 A missão STS-41F estava prevista para ter lugar em Agosto de 1984 e seria tripulada pelos astronautas Karol Joseph Bobko, Stanley David Griggs, Donald Edward Williams, Jeffrey Alan Hoffman e Margaret Rhea Seddon. 6 Os satélites de comunicações colocados em órbita nesta missão foram o SBS-4 (15235 1984-093B), o Leasat-2 (15236 1984-093C) e Telstar-3C / Symcom-IV (2) (15237 1984-093D).

Em Órbita


A seguinte missão do Discovery, STS-51D, foi lançada às 1359:05UTC do dia 12 de Abril. A bordo do Discovery seguiram dois satélites de comunicações que foram colocados em órbita com sucesso, mas a missão ficou marcada pelo rebentamento de um dos pneus durante a aterragem na Pista 33 do Centro Espacial Kennedy às 1354:28UTC do dia 19 de Abril, além de danos no sistema de travagem. Nesta missão o Discovery foi tripulado por Karol Joseph Bobko, Donald Edward Williams, Margaret Rhea Seddon, Stanley David Griggs, Jeffrey Alan, Hoffman, Edwin Jacob Garn e Charles David Walker. A missão teve uma duração de 4 dias 18 horas 23 minutos e 54 segundos, executando 109 órbitas em torno da Terra.

Um príncipe real estava entre a tripulação da quinta missão do Discovery lançada às 1133:00UTC do dia 17 de Junho de 1985. O príncipe árabe Bin Salman Bin Abdelaziz al-Saud serviu como Especialista de Carga numa tripulação composta por Daniel Charles Brandenstein; John Oliver Creighton; Shannon Wells Lucid; John McCreary Fabian; Steven Ray Nagel e pelo francês Patrick Pierre Roger Baudry. A missão STS-51G colocou em órbita três satélites de comunicações além de uma plataforma científica que foi recuperada no final do voo orbital. A missão terminou às 1411:52UTC do dia 24 de Junho com uma aterragem na Pista 23 da Base Aérea de Edwards, após 111 órbitas em torno da Terra.

Em Órbita


Em Órbita


O vaivém espacial Discovery assumiu um papel importante na frota dos veículos recuperáveis norte-americanos após os dois desastres que marcaram a existência dos vaivéns espaciais. A 29 de Setembro de 1988 a missão STS-26 tripulada por Frederick Hamilton Hauck; Richard Oswalt Covey; David Carl Hilmers; George Driver Nelson e John Michael Lounge, retomou os voos após a catástrofe do Challenger a 28 de Janeiro de 1986. Da mesma forma, a 26 de Julho de 2005 o Discovery retomava os voos dos vaivéns espaciais após o desastre com o Columbia a 1 de Fevereiro de 2003.

No final da missão STS-133 o Discovery será o primeiro vaivém espacial a ser retirado de serviço nos 30 anos de história do programa. O Discovery conseguiu uma carreira que inspirou milhares de pessoas e trouxe benefícios para toda a Humanidade.

O veículo OV-102 terá a honra de ocupar um lugar no Museu Nacional do Ar e do Espaço em Washington DC, sendo a peça central de uma colecção dedicada à conquista espacial.

Dificilmente se poderá descrever o espírito do vaivém espacial Discovery e dos seus múltiplos feitos na história espacial. Para muitos ficará a memória das suas missões e o seu legado fica gravado nos milhares de momentos e feitos conseguidos.

No final da missão STS-133 o Discovery registou uns impressionantes 238.533.142 km percorridos num total de 5.830 órbitas da Terra e um tempo total de 365 dias 12 horas 53 minutos e 34 segundos no espaço.

Em Órbita


Missão Tripulação Lançamento Hora Plataforma Aterragem Hora Local Regresso Órbitas Dias hh:mm:ss

STS 41-D Henry Warren Hartsfield; Michael Loyd Coats; Judith Arlene

Resnick; Steven Allen Hawley; Richard Michael Mullane; Charles David Walker

30-Ago-84 12:41:50 A 5-Set-84 16:37:54 EAFB-17 96 6 0:57:00

STS 51-A Frederick Hamilton Hauck; David Mathienson Walker; Dale

Alan Gardner; Anna Lee Fisher; Joseph Percival Allen

8-Nov-84 12:15:00 A 16-Nov-84 11:59:56 KSC SLF-15 126 7 23:44:56

STS 51-C Thomas Kenneth Mattingly; Loren James Shriver; Ellison

Shoji Onizuka; James Frederick Buchli; Gary E. Payton

24-Jan-85 19:50:00 A 27-Jan-85 21:23:23 KSC SLF-15 48 3 1:33:27

STS 51-D

Karol Joseph Bobko; Donald Edward Williams; Margaret Rhea Seddon; Jeffrey Allen Hoffman; Stanley David

Griggs;Charles David Walker; Edwin Jack Garn

12-Abr-85 13:59:05 A 19-Abr-85 13:54:28 KSC SLF-33 109 4 18:23:54

STS 51-G

Daniel Charles Brandenstein; John Oliver Creighton; Shannon Wells Lucid; John McCreary Fabian;

Steven Ray Nagel; Patrick Pierre Roger Baudry; Bin Salman Bin Abdelaziz al-Saud

17-Jun-85 11:33:00 A 24-Jun-85 14:11:52 EAFB-23 111 7 1:38:52

STS 51-I Joseph Henry Engle; Richard Oswalt Covey; James Douglas

Adrianus van Hoften; John Michael Lounge; William Frederick Fisher

27-Ago-85 10:58:01 A 3-Set-85 11:15:43 EAFB-23 111 7 2:17:42

STS-26 Frederick Hamilton Hauck; Richard Oswalt Covey; David

Carl Hilmers; George Driver Nelson; John Michael Lounge

29-Set-88 15:37:00 B 3-Out-88 17:37:00 EAFB-17 64 4 1:00:08

STS-29 Michael Loyd Coats; John Elmer Blaha; James Frederick Buchli; Robert Clyde Springer; James Philipp Bagian

13-Mar-89 14:57:00 B 18-Mar-89 14:35:51 EAFB-22 79 4 23:38:52

STS-33 Frederick Drew Gregory; John Elmer Blaha;

Manley Labier Carter, Jr.; Franklin Story Musgrave; Kathryn Cordell Ryan Thornton

23-Nov-89 00:23:30 B 28-Nov-89 0:31:00 EAFB-04 79 5 5:07:32

STS-31 Loren James Shriver; Charles Frank Bolden, Jr.; Steven Allen

Hawley; Bruce McCandless II; Kathryn Dryer Sullivan

24-Dez-90 12:33:52 B 29-Abr-90 14:49:57 EAFB-22 79 5 1:16:06

STS-41 Richard Noel Richards; Robert Donald Cabana; Bruce Edward

Melnick; William McMichael Shepherd; Thomas Dale Ackers

6-Out-90 11:47:16 B 10-Out-90 13:57:18 EAFB-22 65 4 2:10:03

STS-39

Michael Loyd Coats; Lloyd Blaine Hammond, Jr.; Guion Stewart Bluford, Jr.; Gregory Jordan Harbough;

Richard James Hieb; Donald Ray McGonagle; Charles Lacy Veach

28-Abr-91 11:33:14 A 6-Mai-91 22:55:35 KSC SLF-15 134 8 7:23:17

STS-48 John Oliver Creighton; Kenneth Stanley Reightler, Jr.; Charles

Donald Gemar; James Frederick Buchli; Mark Neil Brown

12-Set-91 23:11:04 A 18-Set-91 7:39:00 EAFB-22 80 5 8:27:51

STS-42

Ronald John Grabe; Stephen Scott Oswald; Norman Earl Thagard; William Francis Readdy; David Carl Hilmers; Roberta Lynn Bondar;

Ulf Dietrich Merbold

22-Jan-92 14:52:33 A 30-Jan-92 16:07:17 EAFB-22 128 8 1:14:45

Em Órbita


STS-53 David Mathienson Walker; Robert Donald Cabana; Guion

Stewart Bluford, Jr.; James Shelton Voss; Michael Ricardh Uram Clifford

2-Dez-92 13:24:00 A 9-Dez-92 20:43:00 EAFB-22 116 7 7:19:47

STS-56 Kenneth Donald Cameron; Stephen Scott Oswald; Colin Michael Foale; Kenneth Dale Cockrell; Ellen Lauri Ochoa

8-Abr-93 05:29:00 B 17-Abr-93 11:37:19 KSC SLF-33 148 9 6:09:21

STS-51 Frank Lee Culbertson, Jr.; William Francis Readdy; James Hansen Newman; Daniel Wheeler Bursch; Carl Erwin Walz

12-Set-93 11:45:00 B 22-Set-93 7:56:06 KSC SLF-15 158 9 20:11:00

STS-60

Charles Frank Bolden, Jr.; Kenneth Stanley Reightler, Jr.; Nancy Jan Davis; Ronald Michael Sega;

Franklin Ramon Chang-Diaz; Sergei Konstantinovich Krikalyov

3-Fev-94 12:10:00 A 10-Fev-94 7:18:41 KSC SLF-15 131 8 7:10:13

STS-64 Richard Noel Richards; Lloyd Blaine Hammond, Jr.;

Jerry Michael Linenger ; Susan jane Helms; Carl Joseph Meade; Mark Charles Lee

9-Set-94 22:22:53 B 20-Set-94 21:12:52 EAFB-04 177 10 22:50:17

STS-63 James Donald Wetherbee; Eileen Marie Collins; Bernard Anthony Harris, Jr.; Colin Michael Foale; Janice Elaine Voss; Vladimir Georgievich Titov

3-Fev-95 17:22:05 B 11-Fev-95 11:51:00 KSC SLF-15 129 8 6:29:35

STS-70 Terence Thomas Henricks; Kevin Richard Kregel; Nancy Jane Sherlock Currie; Donald Alan Thomas;

Mary Ellen Weber 13-Jul-95 13:41:55 B 22-Jul-95 12:02:00 KSC SLF-33 143 8 22:21:00

STS-82

Kenneth Dwane Bowersox; Scott Jay Horowitz; Mark Charles Lee; Steven Allen Hawley;

Gregory Jordan Harbough; Steven Lee Smith; Joseph Richard Tanner

11-Fev-97 08:55:17 A 21-Fev-97 8:32:00 KSC SLF-15 149 9 23:38:09

STS-85 Curtis Lee Brown; Kent Vernon Rominger; Nancy Jan Davis; Robert Lee Curdeam;

Stephen Kern Robinson; Bjarni Valdimar Tryggvansan 7-Ago-97 14:41:00 A 19-Ago-97 11:08:00 KSC SLF-33 189 11 20:28:07

STS-91 Charles Joseph Precourt; Dominic Lee Pudwill Gorie; Wendy Barrien Lawrence; Franklin Ramon Chang-Diaz; Janet Lynn

Kavandi; Valeri Viktorovich Ryumin 2-Jun-98 23:06:24 A 12-Jun-98 19:06:17 KSC SLF-15 154 9 19:55:01

STS-95

Curtis Lee Brown, Jr.; Steven Wayne Lindsey; Scott Edward Parazynski; Stephen Kern Robinson; Pedro Francisco Duque; Chiaiki Naito-Mukai;

John Herschell Glenn, Jr.

29-Out-98 19:19:34 B 7-Nov-98 17:03:31 KSC SLF-33 134 8 21:50:24

STS-96

Kent Vernon Rominger; Rick Douglas Husband; Ellen Lauri Ochoa; Tamara Elizabeth Jerningan;

Daniel Thomas Barry; Julie Payette; Valery Ivanovich Tokarev

27-Mai-99 11:49:42 B 6-Jun-99 7:03:39 KSC SLF-15 153 9 19:13:57

STS-103

Curtis Lee Brown, Jr.; Scott Joseph Kelly; Steven Lee Smith; Colin Michael Foale; John Mace Grunsfeld; Claude Nicollier;

Jean-François André Clervoy

20-Dez-99 00:50:00 B 28-Dez-99 0:00:47 KSC SLF-33 119 7 23:11:34

STS-92

Brian Duffy; Pamela Ann Melroy; Leroy Chiao; William Surles McArthur, Jr.;

Peter Jeffrey Karl Wisoff; Michael Eladio Lopez-Alegria; Koichi Wakata

11-Out-00 23:17:00 A 24-Out-00 20:59:00 EAFB-22 203 12 21:43:00

Em Órbita


STS-102

James Donald Wetherbee; James McNeal Kelly; Andrew Sydney Withiel Thomas; Paul William Richards;

James Shelton Voss; Susan Jane Helms; Yuri Vladimirovich Usachyov

8-Mar-01 11:42:09 B 21-Mar-01 7:31:00 KSC SLF-15 201 12 19:51:57

STS-105

Scott Jay Horowitz; Frederick Wilford Sturckow; Thomas Daniel Barry; Patrick Graham Forrester;

Frank Lee Culbertson, Jr.; Vladimir Nikolaievich Dezhurov; Mikhail Vladislavovich Tyurin

10-Ago-01 21:10:14 A 22-Ago-01 18:22:58 KSC SLF-15 186 12 21:13:52

STS-114 Eileen Marie Collins; James McNeal Kelly; Charles Joseph

Camarda; Wendy Barrien Lawrence; Soichi Noguchi; Stephen Kern Robinson; Andrew Sydney Withiel Thomas

26-Jul-05 14:39:00 A 9-Ago-05 12:11:22 EAFB-22 219 13 21:32:22

STS-121 Steven Wayne Lindsey; Mars Edward Kelly; Michael Edward

Fossum; Lisa Marie Caputo Nowak; Piers John Sellers; Stephanie Diana Wilson; Thomas Arthur Reiter

4-Jul-06 18:37:55 B 17-Jul-06 13:14:43 KSC SLF-15 203 12 18:37:54

STS-116

Mark Lewis Polansky; William Anthony Oefelein; Nicholas James MacDonald Patrick; Robert Lee Curbeam, Jr.;

Arne Christer Fuglesang; Joan Elizabeth Miller Higginbotham; Sunita Lyn Williams

10-Dez-06 01:47:35 B 22-Dez-06 22:32:00 KSC SLF-15 203 12 20:44:16

STS-120

Pamela Ann Melroy; George David Zamka; Scott Edward Parazynski; Stephanie Diana Wilson; Douglas Harry Wheelock; Paolo Angelo Nespoli;

Daniel Michio Tani

23-Out-07 15:38:19 A 7-Nov-07 18:01:18 KSC SLF-33 238 15 2:24:00

STS-124

Mark Edward Kelly; Kenneth Todd Ham; Karen Lujean Nyberg; Ronald John Garan, Jr.; Michael Edward Fossum; Akihiko Hoshide;

Gregory Errol Chamitoff

31-Mai-08 21:02:12 A 14-Jun-08 15:15:19 KSC SLF-15 217 13 18:13:07

STS-119

Lee Joseph Archambault; Dominic Anthony Antoneli; John Lynch Phillips; Steven Ray Swanson;

Josepah Michael Acaba; Richard Robert Arnold II; Koichi Wakata

15-Mar-09 23:46:44 A 28-Mar-09 19:13:00 KSC SLF-15 202 12 19:29:33

STS-128

Frederick Wilford Sturckow; Kevin Anthony Ford; Patrick Graham Forrester; John Daniel Olivas;

José Moreno Hernandez; Arne Christer Fuglesang; Nicole Marie Passanno Stott

29-Ago-09 03:59:37 A 12-Set-09 0:53:00 EAFB-22 219 13 20:54:55

STS-131

Alan Goodwin Poindexter; James Patrick Dutton; Dorothy Marie Metcalf-Lindenburger;

Stephanie Diana Wilson; Richard Alan Mastracchio; Naoko Yamazaki; Clayton Conrad Anderson

5-Abr-10 10:21:25 A 20-Abr-10 13:08:35 KSC SLF-33 238 15 2:17:11

STS-133 Steven Wayne Lindsey; Eric Allan Boe;

Benjamin Alvin Drew, Jr.; Michael Reed Barratt; Steven Gerard Bowen; Nicole Marie Passanno Stott

24-Fev-11 21:53:24 A 9-Mar-11 16:58:14 KSC SLF-15 202 12 19:04:50

Em Órbita


Obituário John Michael Lounge

(1946 – 2011)

John Michael Lounge nasceu a 28 de Junho de 1946 na cidade de Denver, Colorado, tendo crescido em Burlington, onde se formou no Liceu em 1964. Posteriormente, frequentou a Academia Naval dos Estados Unidos, recebendo um bacharelato em Física e Mecânica em 1969, e mais tarde um mestrado em Astrogeofísica pela Universidade do Colorado em 1970.

Após a sua formação em Annapolis, Michael Lounge recebeu treino como oficial de voo em Pensacola, Florida, tornando-se oficial de radar de intercepção do F-4J Phanton. Destacado para o porta-aviões USS Enterprise, tomou parte em 99 missões de combate no Sudeste Asiático, levando a cabo mais tarte uma nova missão a bordo do USS América no Mar Mediterrâneo.

Em 1974 regressava aos Estados Unidos e tornava-se instrutor em Física na Academia Naval. Em 1976 foi transferido para o 6avy Space Project Office em Washington, DC. Demitiu-se da marinha em 1978 para se tornar engenheiro no Centro Espacial Johnson da NASA, trabalhando na integração de cargas e participando nas actividades que levaram à reentrada da estação espacial Skylab. Continuou a pilotar o F-4N com a Reserva Naval dos Estados Unidos e tornou-se Tenente-coronel na Guarda Nacional Aérea no Texas.

Michael Lounge foi seleccionado para astronauta em Maio de 1980 e completou o treino básico e um curso de avaliação em Agosto de 1981. Enquanto astronauta serviu como membro da equipa de suporte de lançamento no Centro Espacial Kennedy para as tr~es primeiras missões do vaivém espacial OV-102 Columbia. A sua principal função técnica esteve relacionada com o sistema informático do vaivém

espacial. Foi nomeado para a sua primeira missão espacial em Agosto de 1983. A sua primeira missão espacial teve lugar entre 27 de Agosto e 3 de Setembro de 1985 a bordo do vaivém espacial OV-103 Discovery. A missão STS-51I teve como principal objectivo a colocação em órbita dos satélites de comunicações Aussat-K1, ASC-1 e Leasat-4. Esta missão teve uma duração de 7 dias 2 horas 17 minutos e 42 segundos, com Michael Lounge a tornar-se no 179º ser humano e no 105º astronautas dos Estados Unidos (juntamente com os astronautas Richard Oswalt Covey e William Frederick Fischer) a levar a cabo um voo espacial orbital.

Após a missão STS-61I, Lounge foi nomeado para a missão STS-61F que deveria lançar a sonda Galileo para Júpiter e que estava prevista para Maio de 1986, no entanto a missão foi cancelada devido ao acidente com o vaivém espacial OV-099 Challenger.

Michael Lounge foi então nomeado para a missão STS-26 que foi a primeira missão após o último voo do Challenger. A segunda missão de Lounge a bordo do vaivém espacial Discovery decorreu entre 29 de Setembro e 3 de Outubro de 1988 com a tripulação a colocar em órbita o satélite TDRS-C. Esta missão teve uma duração de 4 dias 1 hora 00 minutos e 8 segundos, com Michael Loung a tornar-se no 83º ser humano e no 47º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com os astronautas Richard Oswalt Covey e David Carl Hilmers) a realizar duas missões espaciais orbitais.

Em Órbita


A terceira missão espacial de John Michael Lounge decorreu entre 2 e 11 de Dezembro de 1990 a bordo do vaivém espacial Columbia. A tripulação foi dividida em dois turnos durante a missão STS-35 / ASTRO-1, com Lounge a fazer parte do Turno Azul. Durante a permanência em órbita os astronautas operaram quatro telescópios que se encontravam no porão de carga do vaivém espacial. Esta missão teve uma duração de 8 dias 23 horas 5 minutos e 7 segundos, com Michael Longe a tornar-se no 45º ser humano e no 26º astronauta dos Estados Unidos a realizar três missões espaciais orbitais.

Nos seus três voos espaciais John Lounge acumulou um total de 20 dias 2 horas 22 minutos e 57 segundos.

Após a missão STS-35, Lounge trabalhou como chefe do Departamento de Suporte da Estação Espacial no Centro Espacial Johnson. Em Junho de 1991 demitiu-se da NASA para se tornar Vice-presidente da empresa Spacehab, Houston – Texas, que forneceu transportadores de carga para várias missões do vaivém espacial.

Em 2002 Michael Lounge abraça um novo projecto dirigindo o programa do vaivém espacial e da estação espacial para a Boeing. Dois anos mais tarde tornou-se no director da companhia para o desenvolvimento comercial para os sistemas de defesa integrados e exploração espacial.

John Michael Lounge faleceu a 1 de Março de 2011 devido a problemas resultantes de doença cancerígena.

Em Órbita


Lançamentos orbitais em Fevereiro de 2011

Em Fevereiro de 2011 foram levados a cabo 5 lançamentos orbitais colocando-se em órbita 5 satélites. Um dos lançamentos foi parcialemnte bem sucedido com o satélite a ficar colocado numa órbita quase inútil. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Fevereiro de 2011 foram realizados 4764 lançamentos orbitais, 361 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 7,6% do total e a uma média de 6,9 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (476 lançamentos que correspondem a 10,0% com uma média de 9,2 lançamentos) e é no mês de Janeiro onde se verificam menos lançamentos orbitais (286 lançamentos que correspondem a 5,5% com uma média de 9,2 lançamentos).

Lançamentos orbitais em Fevereiro desde 1957

012

0

6

4

2

4

8

10

12

3

8

6

8

456

9 910

9

12

1010

7 7

11

8

1212

8

1110

8

56

8

3

8

6

98 8

56

23

5434

7

45

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

1957

1960

1963

1966

1969

1972

1975

1978

1981

1984

1987

1990

1993

1996

1999

2002

2005

2008

2011

Ano

Lan

çamen

tos

Total de lançamentos orbitais 1957 / 2011 (Fevereiro)

28

1419

3572

5587

112 11

812

711

911

0 114 12

010

6 109

106

125 128

124

124

106

105

123

121 12

712

912

110

3 110 11

610

111

688

9579

8975 73

8677

7382

5862 61

53 5263 65 67

7570

9

0

20

40

60

80

100

120

140

1957

1960

1963

1966

1969

1972

1975

1978

1981

1984

1987

1990

1993

1996

1999

2002

2005

2008

Ano

Lan

çamen

tos

Em Órbita


O lançamento incompleto do Geo-IK-2 O lançamento do primeiro satélite Geo-IK-2 a 1 de Fevereiro acabou com o satélite colocado numa órbita mais baixa do que o previsto devido a problemas no funcionamento do estágio superior Briz-KM no início da sua segunda queima. Em resultado, o satélite encontra-se numa órbita inútil.

Satélites Geodésicos Os satélites Geo-IK

Os satélites do sistema geodésico Geo-IK (Гео-ИК) foram introduzidos pela primeira vez a 30 de Setembro de 1981 com o lançamento do satélite Cosmos 1312 desde do Cosmódromo NIIP-53 Plesetsk. Estes satélites representavam a segunda geração de satélites deste tipo que seriam lançados um por ano. Esta série de satélites também designada 11F666 Musson (11Ф666 Муссон), substituíam assim os anteriores satélites 11F621 Sfera (11Ф621 Сфера).

A rede Geo-IK possuía normalmente dois satélites operacionais que eram utilizados para a criação de redes geodésicas regionais, incluindo a indexação geodésica de ilhas; servir de base de análises topográficas de grandes edifícios; bases geodésicas para estudos dos oceanos e da sua topografia.

Os satélites Geo-IK operavam em órbitas quase circulares com altitudes médias de 1.500 km e com uma inclinação de 73,6º ou 82,6º. Os satélites eram fabricados pela NPO Prikladnoi Mekhaniki sedeada em Krasnoyarsk. Com uma forma cilíndrica e uma massa de cerca de 1.500 kg, os satélites eram semelhantes aos satélites de navegação Tsikada, utilizando um mastro central dotado de uma massa na extremidade para estabilização por gradiente de gravidade. Na parte inferior do satélite, em oito paneis, e na maior parte do seu corpo estavam fixadas células solares para o fornecimento de energia que era armazenada em baterias de níquel – hidrogénio. A carga geodésica e os sistemas dos satélites encontravam-se no interior de uma secção pressurizada. O tempo útil de cada veículo variava entre 1 e 2 anos.

O último satélite desta série cessou operações a 5 de Fevereiro de 1999.

ome Designação Internacional

ORAD Data

Lançamento Hora UTC Local Lançamento

11F666 Musson n.º 11 1981-F01 - 23-Jan-81 11:20:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/1 Cosmos 1312 (Musson n.º 12) 1981-098A 12879 30-Set-81 07:55:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/1 Cosmos 1410 (Musson n.º 13) 1982-096A 13589 24-Set-82 09:07:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/1 Cosmos 1510 (Musson n.º 14) 1983-115A 14521 24-ov-83 12:28:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/2 Cosmos 1589 (Musson n.º 15) 1984-084A 15171 08-Ago-84 12:08:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/2 Cosmos 1660 (Musson n.º 17) 1985-047A 15821 14-Jun-85 10:33:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/1 Cosmos 1732 (Musson n.º 16) 1986-015A 16593 11-Fev-86 06:57:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/2 Cosmos 1803 (Musson n.º 18) 1986-094A 17177 02-Dez-86 06:57:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/1 Cosmos 1823 (Musson n.º 19) 1987-020A 17535 20-Fev-87 04:48:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/2 Cosmos 1950 (Musson n.º 21) 1988-046A 19195 30-Mai-88 08:09:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/1 Cosmos 2037 (Musson n.º 20) 1989-068A 20196 28-Ago-89 00:14:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/2 Cosmos 2088 (Musson n.º 22) 1990-066A 20720 30-Jul-90 00:06:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/1 Cosmos 2226 (Musson n.º 23) 1992-092A 22282 22-Dez-92 12:36:00 IIP-53 Plesetsk, LC32/2

Geo-IK (Musson n.º 24) 1994-078A 23411 29-ov-94 02:53:59.588 GIK-1 Plesetsk, LC32/2

Os satélites Geo-IK-2

Os satélites do sistema geodésico Geo-IK-2 (14F31 Musson-2) representam a continuação da série anterior, estando equipados com um radar altímetro SADKO, retro reflectores laser e receptores de sinal GLONASS e GPS. São fabricados pela ISS Reshetnev (antiga 6PO Prikladnoi Mekhaniki, NPO PM) e têm uma massa de cerca de 1.400 kg. Os satélites utilizam o mesmo modelo que os satélites Uragan e são estabilizados nos três eixos espaciais, estando equipados dois painéis solares para o fornecimento de energia. Os satélites devem operar em órbitas circulares a 1.000 km de altitude com uma inclinação de 99,4º.

ome Designação Internacional

ORAD Data

Lançamento Hora UTC

Veículo Lançador Local

Lançamento

Cosmos 2470 (Geo-IK-2 n.º 11L) 2011-005A 37362 01-Fev-11 14:00:14 14A05 Rokot/Briz-KM (6309793568/72517)

GIK-1 Plesetsk LC133/3

Em Órbita


Em Órbita


O sistema será composto por dois veículos em órbita cujo principal objectivo será a determinação dos parâmetros do campo gravitacional terrestre, a realização de uma rede geodésica que grande precisão com coordenadas geocêntricas, a medição das

movimentações das placas litosféricas, a análise das movimentação de massas de terras, e a análise das discrepâncias na rotação da Terra e o registo das posições dos pólos terrestres.

Ambos os satélites deverão operar em órbitas sincronizadas com o Sol levando a cabo missões civis e militares.

O altímetro rádio SADKO-2 transportado a bordo é fabricado pela empresa Thales Alenia Space. Operando nas frequências de 13,5 GHz e 5,3 GHz, e com uma largura de banda de 320 MHz (banda Ku), 320/100 MHz (banda C), o aparelho envia sinais (com uma duração de 105,6 ms (1800/1680 Hz em banda Ku /

300/420 Hz em banda C). Os satélites estão equipados com uma antena de 1,2 metros de diâmetro.

Em Órbita


O foguetão Rokot/Briz-KM Características gerais e descrição

O foguetão Rokot/Briz-KM é um lançador russo a três estágios de propulsão líquida totalmente operacional que é comercialmente disponibilizado pala empresa Eurockot Launch Servives para lançamentos para a órbita terrestre baixa. A Eurockot Launch Servives é uma empresa germano-russa que foi especificamente formada para oferecer comercialmente o foguetão Rokot/Briz-KM.

Este foguetão utiliza como os seus dois primeiros estágios o míssil balístico intercontinental RS-18 (SS-19 Stiletto). O RS-18, que foi originalmente desenvolvido como o míssil UR-100N, foi desenhado entre 1964 e 1975. Mais de 360 RS-18 foram fabricados durante os anos 70 e 80. O RS-18 fornece assim os dois primeiros estágios, sendo o Briz-KM o terceiro estágio deste lançador. Este estágio está equipado com um motor capaz de múltiplas queimas e consome propolentes líquidos.

O foguetão Rokot disponibilizado pela Eurockot é a versão comercial do lançador Rokot básico que foi lançado três vezes desde o Cosmódromo GIK-5 Baikonur. A versão comercial, o lançador Rokot com o estágio superior Briz-KM, é a única versão disponibilizada pela Eurockot.

A unidade propulsora que fornece os dois primeiros estágios para p foguetão Rokot provém dos mísseis RS-18 existentes e são acomodados dentro dos sistemas de transporte / armazenamento existentes. O terceiro estágio que fornece a capacidade orbital contém um sistema de controlo / orientação moderno e autónomo que controla os três estágios. Capacidade de múltiplas ignições por parte do terceiro estágio permite a implementação de vários esquemas de injecção de cargas.

Especificamente, o foguetão Rokot é composto por: a) uma unidade de propulsão RS-18 (fornecendo o primeiro e o segundo estágio); b) um sistema compósito superior.

O sistema compósito superior é composto por: a) o estágio superior Briz-M; b) a carenagem; c) adaptador de carga ou sistema de carga múltipla; d) o veículo espacial.

O lançamento ocorre a partir do sistema de transporte / armazenamento erecto sobre o solo (os lançamentos a partir de silos são levados a cabo desde o mesmo contentor). O lançador encontra-se fisicamente apoiado num anel no fundo do contentor de lançamento. A ligação umbilical entre o lançador e o contentor de lançamento é separado mecanicamente no lançamento. Durante o lançamento, o foguetão é orientado por dois carris de guia no interior do contentor de lançamento. O contentor é utilizado uma única vez. O contentor protege a plataforma de lançamento dos escapes e chamas provenientes do motor, e garante que a temperatura correcta e níveis de humidade são mantidos dentro dos limites durante o armazenamento e operações.

O primeiro estágio

O primeiro estágio do foguetão Rokot tem um diâmetro externo de 2,5 metros e um comprimento de 17,2 metros. O corpo principal do estágio contém os tanques de N2O4 e UDMH separados por um anteparo comum. A pressurização dos tanques é conseguida ao se utilizar um sistema de gás quente. O sistema de propulsão é

Em Órbita


composto por quatro motores em suspensão cardan, de ciclo fechado e alimentados por turbo-bombas com a designação RD-0233/RD-0234. O primeiro estágio contém quatro retro-motores sólidos para a separação entre o primeiro e segundo estágios.

O segundo estágio

O segundo estágio do foguetão Rokot tem um diâmetro externo de 2,5 metros e um comprimento de 3,9 metros. Contém um motor fixo de ciclo fechado alimentado a turbo-bomba designado RD-0235 e motores vernier RD-0236 para controlo direccional. A separação entre o primeiro e o segundo estágio é uma separação ‘a quente’ devido ao facto de que os

motores vernier são accionados mesmo antes da separação. Os gases da exaustão são divergidos por escotilhas especiais no primeiro estágio. Após a separação, o primeiro estágio é ‘travado’ por retro-foguetões, depois o motor do segundo estágio entra em ignição. Tal como o primeiro estágio, contém um anteparo comum e um sistema de pressurização a gás quente. Cada motor RD-0236 contém

uma turbo-bomba e quão câmaras de combustão (cada uma pode ser direccionada numa direcção)

O sistema compósito superior

A figura em baixo mostra o sistema compósito superior do foguetão 15A35 Rokot que consiste no estágio Briz-M, carenagem, adaptador de carga e veículo espacial.

O terceiro estágio Briz-M

O estágio Briz-M que foi adoptado como a versão standard do terceiro estágio para a versão comercial do foguetão Rokot, deriva do estágio original Briz-M utilizado durante os três primeiros voos do Rokot. O estágio é composto por três compartimentos principais que incluem o compartimento de propulsão, o compartimento de equipamento (hermeticamente

selado) e o compartimento interestágio. De forma a acomodar que satélites de maiores dimensões sejam acomodados e para reduzir as cargas dinâmicas, foram introduzidas alterações estruturais ao estágio Briz-K. A estrutura da secção de equipamento do estágio Briz-K original foi alargada e aplanada ao se fazer uma redistribuição do equipamento de controlo.

O novo compartimento de equipamento pode também actuar como um sistema de carga múltipla permitindo assim que vários satélites sejam colocados em órbita no mesmo lançamento. Adicionalmente, o compartimento foi reforçado com a introdução de novas paredes de reforço para proporcionar uma rigidez estrutural adequada. Além disso, o estágio superior Briz-KM já não se encontra fixo ao lançador na sua base mas encontra-se suspenso no interior do compartimento de transição alongado. Este compartimento é uma estrutura de suporte que fornece uma interface mecânica na unidade de propulsão e acomoda o sistema de separação do Briz-KM.

Consequentemente, a carenagem está agora fixada directamente ao compartimento de equipamento. Podem assim ser acomodadas uma grande variedade de configurações de carga, variando de lançamentos de um único satélite a vários veículos, posicionados num único nível ou em dois ou mais níveis utilizando um sistema de transporte indicado.

Em Órbita


O compartimentou de equipamento do Briz-KM contém:

• Um sistema de telemetria incluindo transmissores e antenas. O Briz-KM também contém gravadores para uma capacidade de arquivo e transmissão de telemetria.

• Sistemas de orientação, navegação e controlo para todos os estágios de voo e manobras antes e após a separação da carga. Contém um sistema de orientação inercial baseado numa giro-plataforma de três eixos num computador de bordo. O Sistema de Controlo possuí três canais independentes com votação por maioria e é totalmente autónomo em relação em controlo no solo.

• Sistema de detecção com antenas de recepção / transmissão.

O Briz-KM pode também ser equipado com até três baterias Ag/Zn que podem fornecer tanto o Briz-KM como os sistemas das cargas. O compartimento de propulsão consiste no compartimento de combustível e motores de propulsão incluindo o equipamento associado.

O compartimento de propulsão do Briz-KM incluindo os tanques de combustível e os sistemas de propulsão foi obtido sem qualquer alteração a partir da configuração do Briz-K. Os tanques de combustível consistem num tanque de combustível de baixa pressão (UDMH) e um tanque de oxidante (N2O4) separados por um anteparo comum. O tanque inferior de oxidante rodeia do motor principal de 20 kN. Cada tanque contém equipamento tal como deflectores, condutas de alimentação e dispositivos de controlo de ulagem para facilitar as reignições do motor principal durante as fases de imponderabilidade.

Os sistemas de propulsão do Briz-KM incluem um motor principal, motores vernier e de controlo de atitude que estão localizados na base do compartimento de propulsão juntamente com condutas de alimentação e tanques esféricos de azoto. Os 12 motores de controlo de atitude de 16 N controlam as manobras do Briz-KM. Os quatro motores vernier de 400 N que estão localizados na base do Briz-KM são utilizados para a colocação do propolente antes da reignição do estágio e para manobras orbitais. O motor principal de 20 kN fornece o maior impulso para se atingir a órbita final. As características e extensa herança de voo de todos estes motores estão assinaladas nas duas tabelas ao lado.

Sem combustível o estágio Briz-KM tem uma massa de 1.600 kg. A massa total do oxidante (N2O4) é de 3.300 kg, enquanto que a massa de combustível (UDMH) é de 1.665 kg.

A carenagem

A carenagem utilizada no Rokot foi especialmente desenhada para a versão comercial do lançador e tem por base a tecnologia utilizada noutros programas da empresa Khrunichev.

A carenagem é montada no topo da secção de equipamento do terceiro estágio. A separação da carenagem e a sua ejecção são conseguidas através de mecanismos de separação que seguram as suas duas metades ao longo de uma linha vertical através de um sistema pirotécnico localizado no nariz da carenagem. Imediatamente após este evento, vários piro-parafusos na linha de separação horizontal da carenagem são accionados e as duas metades são então libertadas para serem separadas por meio de molas. As duas metades rodam em ganchos localizados nas bases e são subsequentemente ejectadas.

O desenho conceptual é baseado no desenho da carenagem utilizada nos foguetões 8K82KM Proton-M comerciais. A carenagem é fabricada a partir de uma fina camada de compósito de fibra de carbono com uma estrutura em favos de mel em alumínio.

A Khrunichev tem vindo a utilizar a fibra de carbono para as carenagens desde 1985. São especialmente úteis para a absorção de ruído acústico.

O sistema de separação da carenagem tem uma excelente herança no seu desenho. Os seus mecanismos têm sido extensivamente testados no solo e utilizados em vários programas.

Em Órbita


O contentor de transporte e lançamento

O contentor de transporte e lançamento (CTL) fornece as seguintes funções:

• Armazenamento da unidade de propulsão em condições climáticas controláveis;

• Transporte da unidade de propulsão (primeiro e segundo estágio);

• Erecção do lançador na plataforma de lançamento;

• Preparação pré-lançamento do lançador e protecção ambiental;

• Lançamento,

O CTL consiste de:

• Um contentor cilíndrico;

• Uma extensão para o terceiro estágio / carga;

• Guias internos;

• Sistemas para abastecimento, pressurização; controlo térmico e apoio eléctrico.

Qualificação do Rokot e historial de voo

O sistema de lançamento Rokot tem a longa história de voos com um registo excelente. Para manter esse registo impressionante, que inclui um registo de 80 lançamentos desde 1983 sem qualquer falha para o lançador Rokot (RS18), a Eurockot manteve propositadamente o maior número possível de características na sua versão comercial em relação à versão militar.

A versão original, o Rokot-K (com o estágio Briz-K) foi lançada com sucesso três vezes a partir de um silo desde o Cosmódromo GIK-5 Baikonur. No entanto, esta versão não podia servir o mercado anunciado pela Eurockot para as inclinações altas ou polares. Além do mais, a configuração do Rokot-K não permitia o lançamento de grandes cargas para orbitas terrestres baixas.

Assim, para proporcionar operações comerciais do lançador Rokot para o mercado referido, a Eurockot procedeu a modificações ao lançador Rokot-K e abriu uma nova base de lançamento no Cosmódromo GIK-1 Plesetsk. Para manter a herança do Rokot-K e do RS-18 lançado desde silos e de contentores móveis, é utilizado um sistema idêntico para lançamentos acima do solo em Plesetsk. De forma similar, não se procederam a grandes modificações nos sistemas aviónicos / controlo para o sistema Rokot/Briz-KM. Somente foram levadas a cabo alterações estruturais ao sistema compósito superior. Todas as modificações foram submetidas a um extensivo programa de qualificação antes dos primeiros lançamentos.

Os primeiros lançamentos do Rokot tiveram lugar com a configuração Rokot-K e foram lançados com uma pequena carenagem desde um silo no Cosmódromo GIK-5 Baikonur. Os dois primeiros lançamentos tiveram lugar a 20 de Novembro de 1990 e 20 de Dezembro de 1991. Durante estes voos foram levadas a cabo experiências geofísicas. Nestes voos, após o final da queima dos dois estágios, foi levada a cabo com sucesso a separação do estágio superior Briz, realizando-se um voo suborbital controlado e estabilizado, atingindo-se uma altitude máxima de 900 km a uma inclinação de 65º. Foi nesta fase do voo que foram levadas a cabo as experiências.

Várias reignições do motor principal do estágio superior foram levadas a cabo nestes voos. Os primeiros lançamentos permitiram o ensaio da eficiência de todos os sistemas e equipamentos do veículo de lançamento, estimando-se a performance da dinâmica do estágio superior em condições de ausência de peso durante as múltiplas reignições da unidade de propulsão, e procedeu-se á aquisição de dados a nível de choques, cargas vibracionais e acústicas.

O terceiro lançamento do Rokot foi levado a cabo com sucesso a 26 de Dezembro de 1994. Em resultado deste lançamento o satélite de radioamador Rádio-ROSTO com uma massa de cerca de 100 kg foi colocado numa órbita circular baixa com uma altitude de 1.900 km e uma inclinação de 65º. Várias reignições do estágio superior também foram levadas a cabo neste voo.

Os cinco lançamentos seguintes foram levados a cabo sob os auspícios da Eurockot, usando a versão comercial Rokot/Briz-KM e foram todos bem sucedidos. Os lançamentos foram levados a cabo desde a plataforma da Eurockot em Plesetsk. O primeiro lançamento a ser levado a cabo sob a gestão da Eurockot foi o Commercial Demonstration Flight (CDF) que colocou em órbita dois satélites simulados, o SIMSAT-1 e o SIMSAT-2.

Esta missão CDF permitiu que a Eurockot atingisse os seguintes objectivos:

• Alcance da prontidão operacional das operações comerciais em Plesetsk;

• Verificação em voo da configuração Rokot/Briz-KM;

• Injecção orbital de dois satélites simulados (SIMSAT-1 e SIMSAT-2) numa órbita com uma altitude de 547 km e uma inclinação de 86,4º;

Em Órbita


• Teste e verificação das instalações técnicas, plataforma de lançamento, sistema de abastecimento, operações, equipamento de suporte eléctrico no solo, e sistema de medição de dados, registo e processamento;

• Medição e avaliação do ambiente da carga durante o voo e confirmação dos dados existentes no Guia do Usuário;

• Demonstração da fiabilidade inerente dos sistemas do veículo lançador Rokot.

O quadro seguinte mostra os lançamentos levados a cabo até á data pelo foguetão Rokot/Briz-KM.

Lançamento Data Hora (UTC) Veículo Carga 2005-032 26-Ago-05 1834:41,200 6307823115/72507 Monitor-E (28822 2005-032A) 2005-F03 8-Out-05 1502:14.145 4925882030/72508 CryoSat-1 (Earth Explorer-1) 2006-031 28-Jul-06 0705:43.043 4925882032/72504 KOMPSat-2 'Arirang-2' (29268 2006-031A)

2008-025 23-Mai-08 1820:09.000 5113922114/72509

Yubileyniy (32953 2008-025A) Cosmos 2437 (32954 2008-025B) Cosmos 2438 (32955 2008-025C) Cosmos 2439 (32956 2008-025D)

2009-013 17-Mar-09 1421:13.776 ??? GOCE (34602 2009-013A)

2009-036 6-Jul-09 0126:34.00 4921791573/72510 Cosmos 2451 (35498 2009-036A) Cosmos 2452 (35499 2009-036B) Cosmos 2453 (35500 2009-036C)

2009-059 2-ov-09 0150:51.014 4925882033/72513 SMOS (36036 2009-059A)

PROBA-2 (36037 2009-059B) 2010-023 2-Jun-10 0159:15 5111992007П/72516 SERVIS-2 (36588 2010-023A)

2010-043 8-Set-10 0330:18 6309793567/72514 Gonets-M n.º 12L (37152 2010-043A)

Cosmos 2467 (37153 2010-043B) Cosmos 2468 (37154 2010-043C)

2011-005 1-Fev-11 1400:14 6309793568/72517 Cosmos 2470 'GEO-IK-2 n.º 11L' (37362 2011-005A)

Revalidação dos mísseis RS-18 utilizados pala Eurockot

As unidades de propulsão RS-18 utilizadas pela Eurockot para o foguetão lançador Rokot são mísseis balísticos intercontinentais que foram atribuídos para a Eurockot pelo governo russo. Os RS-18 recebidos pela Khrunichev são submetidos a um programa de revalidação antes de serem utilizados como lançador espaciais. De forma geral este procedimento envolve:

• Após a retirada do combustível, os RS-18 são removidos dos seus silos para armazenamento;

• Os RS-18 são armazenados em condições climática controladas num estado inactivo no interior dos seus contentores de transporte até ao início dos preparativos para o lançamento (a atmosfera no interior dos contentores é climaticamente controlada utilizando-se azoto seco);

• Verificações constantes de controlo de qualidade dos RS-18 através de programas regulares de testes que envolve a sujeição de partes a testes de voo, testes dos motores «a quente» e análise física destrutiva incluindo testes metalúrgicos, bem como testes funcionais das unidades de propulsão armazenadas.

Lançamento do Geo-IK-2 n.º 11L Originalmente previsto para ter lugar em 2010 e adiado aparentemente devido a problemas técnicos com p estágio superior Briz-KM, o lançamento do satélite Geo-IK-2 n.º 11L teve lugar às 1400:14UTC do dia 1 de Fevereiro de 2011. O lançamento foi levado a cabo por um foguetão 14A05 Rokot/Briz-KM (6309793568/72517) a partir do Complexo de Lançamento LC133/3 do Cosmódromo GIK-1 Plesetsk.

Não foram reveladas as diferentes fases do lançamento mas de forma geral a separação do primeiro estágio do lançador ocorre a T+2m 2,225s, com a carenagem de protecção a separar-se a T+2m 43,044s e o segundo estágio a separar-se a T+5m 4,995s. Após atingir a órbita terrestre, a primeira ignição do estágio Briz-KM terá acontecido logo de seguida. Os problemas ter-se-ão registado a quando da segunda ignição do Briz-KM. Aparentemente, ocorreu uma falha no sistema de navegação KI-67 (fabricado pela NII-PM) que levou a que o tempo de queima tivesse sido inferior ao previsto, colocando assim o satélite numa órbita elíptica mais baixa do que o previsto com um apogeu a 1.052 km de altitude e um perigeu a 320 km de altitude.

Devido ao facto de o Geo-IK-2 n.º 11L não transportar propolentes suficientes para manobrar para a sua órbita operacional, o satélite será utilizado para a realização de testes dos seus sistemas em órbita.

Entretanto foi nomeada uma comissão governamental que irá analisar as causas deste desaire.

Em Órbita


O voo do Minotauro na NROL-66 Usualmente colocadas em órbita por foguetões pesados Atlas-V ou Delta-IV, o agendamento do lançamento da missão NRO L-66 utilizando um foguetão Minotaur-I foi recebido com alguma surpresa. O facto de usar um lançador leve colocou logo de parte a

colocação em órbita de um satélite na série dos veículos anteriores (radar ou observação electro-óptica). Assim, ficará sempre a questão de se saber o que terá sido colocado em órbita neste lançamento?

O Programa RPP O NRO (6ational Reconnaissance Office) foi parco em informações sobre a carga transportada a bordo da missão NRO L-66, referindo-se apenas a um esforço no desenvolvimento de tecnologias e de meios científicos para melhorar os sistemas de recolha de dados de inteligência.

O satélite abordo é designado RPP (Rapid Pathfinder Program) e o satélite deve ser utilizado pata testar novos sensores ou novos sistemas de radar para a obtenção de imagens e que deverão ser aplicados no desenvolvimento das próximas gerações de satélites de reconhecimento militar.

O foguetão Minotaur-I O foguetão Minotaur-I tira partido da experiência obtida com os mísseis balísticos intercontinentais Minutman-II, sendo o primeiro lançador espacial resultante do programa Orbital/Sub-orbital Program (OSP) da Orbital Sciences

Corporation (OSC). A Força Aérea dos Estados Unidos entregou um contrato ao OSP para converter os mísseis Minutman-II num veículo capaz de colocar em órbita cargas governamentais leves.

A Spaceport Systems International foi seleccionada para proporcionar serviços de lançamentos comerciais e o local de lançamento. Estas operações consistiam nos serviços de processamento de carga nas instalações IPF (Integrated Processing Facility) localizado no Space Launch Complex 6 (SLC-6) da Base Aérea de Vandenberg e incluía serviços de lançamentos a partir de instalações localizadas a sul do SLC-6.

Como já foi referido o Minotaur-I utiliza o primeiro e o segundo estágio do míssil LGM-30F Minutman-II juntamente com os estágios superiores do lançador Pegasus e com os sistemas aviónicos da OSC. Este programa demonstra o empenhamento do governo americano em utilizar os excedentes da Guerra-Fria para pesquisas e educação, enquanto que utiliza serviços comerciais para reduzir os custos do programa.

O Minotaur-I atinge uma altura de 19,21 metros e tem um diâmetro de 1,67 metros. No lançamento tem uma massa de 36.200 kg e é capaz de desenvolver uma força de 73.000 kgf. É capaz de colocar uma carga de 640 kg numa órbita baixa a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º ou então 335 kg numa trajectória para a órbita sincronizada com o Sol a 741 km de altitude e com uma inclinação de 98.6º.

O primeiro estágio tem uma massa bruta de 23.077 kg e uma massa de 2.292 kg sem combustível. Tem um comprimento de 7,49 metros e um diâmetro de 1,67 metros. Está equipado com um motor M55/TX-55/Tu-122 que no vácuo produz uma força de 80.700 kgf, tendo um Ies de 262 s e um tempo de queima de 60 s. Consome combustível sólido.

O segundo estágio tem uma massa bruta de 7.032 kg e uma massa de 795 kg sem combustível, tendo um comprimento de 4,12 metros e um diâmetro de 1,33 metros. No vácuo o seu motor SR-19 produz uma força de 27.300 kgf, tendo um Ies 288 s e um tempo de queima de 66 s. Consome combustível sólido.

O terceiro estágio do Minotaur-I tem uma massa bruta de 4.331 kg e uma massa de 416 kg sem combustível, tendo um comprimento de 3,58 metros e um diâmetro de 1,27 metros. O seu motor XL-2 consome combustível sólido e produz uma força de 15.653 kgf, tendo um Ies 290 s e um tempo de queima de 73 s.

O quarto estágio tem uma massa bruta de 985 kg e uma massa de 203 kg sem combustível, tendo um comprimento de 2,08 metros e um diâmetro de 0,97 metros. O seu motor Pegasus-3 consome combustível sólido e produz uma força de 3.525 kgf, tendo um Ies 293 s e um tempo de queima de 65 s.

Dois tipos de carenagem de protecção estão disponíveis para o Minotaur-I. A carenagem standard tem 1,27 metros de diâmetro, enquanto que a carenagem alongada tem 1,55 metros de diâmetro.

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A tabela seguinte lista todos os lançamentos levados a cabo pelo foguetão Minotaur-I.

Lançamento Data Veículo Local Lançamento Plt. Lanç. Carga

2000-004 27-Jan-00 SLV-1 Vandenberg AFB SLC-8

JAWSAT (26061 2000-004A) OCSE (26062 2000-004B) OPAL (26063 2000-004C)

Falconsat (26064 2000-004D) AsuSat (26065 2000-004E)

Picosat-1/2 (26080 2000-004H) Thelma (26091 2000-004J) Louise (26092 2000-004K) JAK (26093 2000-004L)

STESAT(26094 2000-004M)

2000-042 19-Jul-00 SLV-2 Vandenberg AFB SLC-8 Mightysat-2.1 (26414 2000-042A)

Picosat-7/8 2005-011 11-Abr-05 SLV-3 Vandenberg AFB SLC-8 XSS-11 (28636 2005-011A) 2005-037 23-Set-05 SLV-4 Vandenberg AFB SLC-8 USA-185 STP-R1 'Streak' (28871 2005-037A)

2006-011 15-Abr-06 SLV-5 Vandenberg AFB SLC-8

Formosat-3A 'COSMIC-1' (29047 2006-011A) Formosat-3B 'COSMIC-2' (29048 2006-011B) Formosat-3C 'COSMIC-3' (29049 2007-011C) Formosat-3D 'COSMIC-4' (29050 2006-011D) Formosat-3E 'COSMIC-5' 29051 2006-011E) Formosat-3F 'COSMIC-6' (29052 2006-011F)

2006-058 16-Dez-06 SLV-6 Wallops Island LA-0B Roadrunner 'TacSat-2' (29653 2006-058A)

GeneSat-1 (29655 2006-058C) 2007-014 23-Abr-07 SLV-7 Wallops Island LA-0B FIRE (31140 2007-014A)

2009-028 19-Mai-09 SLV-8 Wallops Island LA-0B

TacSat-3 (35001 2009-028A) PharmaSat-1 (35002 2009-028B) HawkSat-1 (35003 2009-028C) PolySat-CP6 (35004 2009-028D) Aerocube-3 (35005 2009-028E)

2011-006 6-Fev-11 SLV-10 Vandenberg AFB SLC-8 USA-225 ‘ROL-66’ (37364 2011-006A)

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Para além do lançador Minotaur-I, existem os seguintes modelos:

• Minotaur-II – um lançador suborbital baseado no Minutman e que pode ser utilizado como veículo alvo para os ensaios do sistema de defesa antimíssil dos Estados Unidos;

• Minotaur-III – um lançador orbital a três estágios baseado no Peacekeeper que também pode ser utilizado como veículo alvo para os ensaios do sistema de defesa antimíssil dos Estados Unidos;

• Minotaur-IV – um lançador pesado a quatro estágios baseado no Peacekeeper, que pode ser utilizado para colocar em órbita satélites governamentais com um peso até 1.725 kg em órbitas baixas.

• Minotaur-V – uma versão melhorada do Minotaur-IV que pode ser utilizada para colocar em órbitas de alta energia satélites governamentais para missões relacionadas com a exploração espacial ou outras actividades para além das órbitas terrestres baixas.

A missão ROL-66 Originalmente prevista para ter lugar às 1145UTC do dia 5 de Fevereiro (a janela de lançamento encerrava às 1535UTC). A primeira interrupção na contagem decrescente ocorreu a T-15m 55s com o lançamento a ser adiado para as 1320UTC e depois para as 1412UTC. Estes problemas estiveram relacionados com uma flutuação de energia num transmissor utilizado para manter o controlo

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do lançador ao longo das operações do centro de controlo na fase inicial de voo. Como os técnicos não foram capazes de resolver o problema dentro do período de tempo útil da janela de lançamento, este acabou por ser adiado para as 1400UTC do dia 16 de Janeiro.

No dia seguinte não ocorreu qualquer problema durante a contagem decrescente e o lançamento teve lugar às 1400:14UTC. A tabela seguinte (baseada no Guia do Utilizador do Minotaur-I) mostra os tempos de voo prováveis para a missão, pois estes dados não foram revelados pelo NRO.

Evento T+ (s) Hora (UTC)

Ignição do 1º estágio 0 1400:14

Fim da queima do 1º estágio 61,3 1401:15

Ignição do 2º estágio 61,3 1401:15

Separação do interestágio 78,4 1401:32

Separação da carenagem de protecção 123,3 1402:17

Fim da queima e separação do 2º estágio 128,1 1402:24


Fim da ignição e separação do 3º estágio 203,5 1403:39

Início da fase de deriva 203,5 1403:39

Fim da fase de deriva 634,9 1410:50


Fim da ignição do 4º estágio 763,8 1412:59

Separação da carga ??? ???

Da mesma forma que não divulgou os dados sobre as diferentes fases de voo e tendo imposto um «blockout» à informação a partir da separação do segundo estágio, o NRO também não revelou qualquer dado relativo aos parâmetros orbitais do satélite.

Imagem Gene Blevins LA Daily News (e páginas seguintes)

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Johanes Kepler visita a ISS O segundo veículo ATV (Automated Trasnfer Vehicle) foi lançado às 2213:26UTC do dia 15 de Fevereiro de 2010 na sua primeira missão operacional após o sucesso do voo do ATV-1 Jules Verne. Os veículos de transporte de carga europeus assumem assim um papel importante nas operações da estação espacial internacional, enquanto que a agência espacial europeia ESA prepara já o terceiro ATV baptizado com o nome de Edoardo Amaldi.

ATV, transporte de carga para a ISS Conceito da missão e o papel do ATV

A estação espacial internacional depende de entregas regulares de equipamento experimental e de partes sobressalentes, bem como de alimentos, ar e água para a sua tripulação permanente.

Desde a sua primeira viagem em Abril de 2008, o ATV tornou-se num veículo de reabastecimento indispensável para as operações da ISS. Aproximadamente a cada 17 meses, o ATV transporta 6.600 kg de carga para a estação a 400 km acima da superfície do planeta. Um sistema de navegação de alta precisão a bordo guia o ATV numa trajectória em direcção á ISS, acoplando com o módulo Zvezda. O ATV permanece então acoplado como uma parte integral e pressurizada da estação durante seis meses. Após este período, separa-se e reentra na atmosfera terrestre, destruindo-se juntamente com cerca de 6.400 kg de desperdícios da ISS.

Inteligente e poderoso

Para uma acoplagem com sucesso com a ISS, o ATV tem de ser um veículo altamente inteligente e capaz. O ATV, que é equipado com os seus próprios

sistemas de propulsão e de navegação, é um veículo multifuncional, que combina as capacidades totalmente automáticas de um veículo não tripulado, com os requisitos do voo espacial tripulado. A missão do ATV é quase uma combinação de ‘barco rebocador’ com uma ‘barcaça’.

O seu exterior é um cilindro branco com 10,3 metros comprimento e até 4,5 metros de diâmetro. A estrutura do ATV é coberta com uma folha isoladora em cima de painéis de protecção anti-meteoriticos. Estendendo-se a partir do corpo principal do veículo encontram-se os característicos painéis solares azuis metalizados em forma de X. No interior, o ATV é composto por dois módulos, o Módulo de Serviço e o módulo pressurizado Contentor de Carga Integrado. A parte frontal do Contentor de Carga acopla com a ISS. Apesar de não haver tripulação a bordo do ATV, uma vez acoplado com a estação espacial, os astronautas envergando as suas normais roupas de trabalho podem entrar no ambiente pressurizado para carregar ou descarregar carga. O Contentor de Carga é muito semelhante ao módulo MPLM (Multi-Purpose Logistics Module) de fabrico europeu, a partir do qual deriva. O MPLM já viajou como uma ‘barcaça espacial’ transportando equipamento de e para a estação espacial utilizando o vaivém espacial.

Contentores e tanques

A secção pressurizada com um volume de 48 m3 possui espaço para até oito contentores standard que transportam elementos modulares utilizados para carga. O Contentor de Carga Integrado também alberga vários tanques, contendo até 840 kg de água potável, 860 kg de propolente para reabastecimento dos sistemas de propulsão da estação, e 100 kg de ar (oxigénio e azoto). O ‘nariz’ da secção de carga contém o equipamento de acoplagem de fabrico russo com sensores de aproximação e antenas.

O Módulo de Serviço do ATV navega com quatro motores (490 N de força) juntamente com 28 pequenos motores (220 N) para controlo de atitude. Após a acoplagem, o ATV pode levar a cabo manobras de controlo de atitude ou manobras de evasão para toda a estação espacial.

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Elevação da órbita da ISS

A intervalos regulares o ATV eleva a ISS para órbitas mais elevadas para superar os efeitos do arrastamento e do atrito com a atmosfera terrestre. A perda natural de altitude da ISS pode atingir várias centenas de metros por dia. Para levar a cabo estas manobras o ATV possui até 4.000 kg de propolente.

Dependendo do tempo de vida operacional da ISS, a ESA planeia a construção de sete ATV. Trinta empresas de dez países europeus, bem como oito outras companhias da Rússia e dos Estados Unidos, partilham o trabalho com a EADS Space Transportation (França), que é a empresa principal.

Fases de voo do ATV O veículo Jules Verne foi o primeiro de sete ATV planeados para serem lançados desde 2008 e ao longo dos anos seguintes. O voo do Jules Verne diferencia-se das missões posteriores, porque foi utilizado para demonstrar um número de características especiais do ATV – controlo de atitude, a capacidade do Centro de Controlo do ATV de levar a cabo a navegação orbital com o seu próprio GPS, a sua capacidade para executar manobras orbitais e de evasão, sendo esta última uma característica de segurança para a ISS.

Após a validação de todas estas capacidades com o Jules Verne, os restantes voos seguirão um plano mais directo…

Lançamento

O ATV é lançado desde o CSG Kourou, na a Guiana Francesa, por um foguetão Aeiane-5ES e injectado numa órbita com uma inclinação de 51,6º – a mesma inclinação da órbita da ISS – a uma altitude de cerca de 260 km, enquanto que a altitude orbital da estação é de cerca de 340 km. Aproximadamente 75 minutos após o lançamento, quando é confirmada a separação do último estágio do foguetão lançador, o ATV torna-se num veículo espacial automático.

Fase de voo orbital individual

De seguida, o ATV entra na parte faseada da missão. Um conjunto de manobras orbitais preparadas pelo Centro de Controlo ATV, são executadas para levar o ATV até uma distância de 36 km atrás e 5 km abaixo da ISS. Se necessário, o ATV pode esperar numa posição de distância fixa (2.000 km) em relação à ISS.

Encontro e acoplagem

Após a finalização da parte faseada da missão, os controladores no solo dirigem o ATV numa aproximação passo por passo. Esta aproximação requer autorização por parte do Centro de Controlo de Missão Russo em Moscovo porque o ATV vai acoplar com o módulo Zvezda. É também necessária uma coordenação com o Centro de Controlo de Missão em Houston, pois são responsáveis por toda a ISS. Para cada um destes passos, o ATV leva a cabo manobras automáticas.

Sensores como visão humana

Para as manobras finais de aproximação, o ATV utiliza sensores semelhantes a olhos,

combinados com sistemas de medição paralelos que garantem uma acoplagem automática com uma incrível precisão de 1,5 cm enquanto que o veículo e a ISS circulam a Terra a uma velocidade de 28.000 km/h.

Caso ocorram problemas de última hora, tanto os computadores do ATV, como o centro de controlo ou a tripulação da ISS, podem accionar uma sequência anti-colisão pré-programada que é totalmente dependente do sistema de navegação principal.

Uma extensão da estação

Uma vez acoplado, o ATV permanece como uma parte intrínseca da ISS até seis meses, tornando-se uma extensão da estação espacial.

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Reentrada destrutiva

Após seis meses sendo uma extensão da ISS, o ATV é carregado com até 6.500 kg de materiais desnecessários na ISS, e separa-se com os mesmos procedimentos de segurança que foram executados na acoplagem. O ATV é então completamente destruído numa reentrada controlada sobre o Oceano Pacífico.

Carga líquido e seca

O ATV foi desenhado para reabastecer a ISS com 6.600 kg de carga. Dependendo das necessidades a bordo da estação, o ATV é capaz de acomodar muitas combinações distintas de abastecimentos, transportando até: 855 kg de água potável, 102 kg de ar (oxigénio e azoto), 860 kg de propolente para o sistema de propulsão da ISS, 4.000 kg de propolente para as manobras orbitais da ISS, e 3.200 kg de carga tais como sacos, contentores e mantimentos.

Capacidade de carga do ATV Tendo por base a actual capacidade de carga do foguetão Ariane-5ES, o ATV pode transportar para a ISS um pouco mais de 6.600 kg de carga. Adicionalmente, para um perfil de voo típico (como é o caso da missão do ATV-2 Johannes Kepler), o ATV transporta cerca de 2.500 kg de propolente para o seu próprio uso, isto é propolente utilizado para as manobras de aproximação e acoplagem com a ISS, para a realização de manobras, e eventualmente para a manobra de reentrada atmosférica no final da sua missão.

Os pesos são calculados para cada missão dependendo das necessidades de carga, mas de forma geral o total de capacidade de carga bruta pode ser alocada da seguinte forma7:

Carga Quantidade

Propolente de apoio propulsivo Até 4.000 kg Esta representa a maior parte da carga a bordo do ATV. Este propolente é utilizado pelo ATV para elevar a ISS para uma órbita mais elevada para assim eliminar os efeitos do arrastamento e do atrito atmosférico; para controlo da atitude da ISS; e para manobras de evasão necessárias para evitar colisões com detritos orbitais. O propolente consiste em dois fluidos diferentes: Monometil Hidrazina (MMH) e Óxidos de Azoto (MON3).

Propolente para reabastecimento Até 860 kg Uma vez acoplado com a ISS, podem ser transferidos até 860 kg de propolente para a estação espacial. Este consiste em dois fluidos diferentes: Dimetil Hidrazina Assimétrica (UDMH) e Tetróxido de Azoto (N2O4), que proporciona uma fonte de oxigénio para que o combustível possa ser queimado em órbita. Este é utilizado pela ISS para controlo orbital e de atitude com os seus próprios motores.

Água Até 855 kg Esta é a água potável a ser utilizada pela tripulação para beber, reidratação de alimentos e higiene oral.

Gases Até 102 kg Dois de três tipos de gases (oxigénio, azoto e ar) podem ser transportados para reabastecer a atmosfera no interior da ISS, que é similar á atmosfera terrestre.

Carga seca Até 3.200 kg Esta carga pode consistir de alimentos, partes sobressalentes, roupas e outros itens variados.

O ATV-2 Johannes Kepler tem uma carga máxima no lançamento de 20.050 kg com um total de carga de cerca de 6.600 kg. O veículo terá uma massa de cerca de 9.800 kg.

7 É óbvio que nem todos os totais de carga assinalados podem ser transportados ao mesmo tempo num único voo.

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Configuração do ATV O exterior do ATV é um cilindro branco com 10,3 metros comprimento e até 4,5 metros de diâmetro. Os característicos painéis solares azuis metalizados em forma de X abrem-se 100 minutos após o lançamento e cada painel solar tem uma envergadura de 22,3 metros. Os quatro painéis são totalmente independentes o podem rodar para obter a melhor orientação em relação ao Sol. São

capazes de produzir uma média de 4.800 watts – fornecendo energia às baterias recarregáveis que são vitais para fornecer energia aos sistemas do ATV quando o veículo está na sombra da Terra.

O ATV é composto por dois módulos, o Módulo de Serviço e o módulo pressurizado Contentor de Carga Integrado.

O Contentor de Carga Integrado do ATV

Propulsionado e pilotado pelo Módulo de Serviço, o Contentor de Carga Integrado representa 60% do volume total do ATV. Tem como função o transporta da totalidade da carga de reabastecimento com uma capacidade máxima de até 6.600 kg.

O Contentor de Carga Integrado pode transportar dois tipos de carga: Carga Seca e Carga de Fluidos. A Carga Seca representa o equipamento crítico e parcelas pessoais, e está armazenada numa parte espaçosa e pressurizada do Contentor de Carga, acessível à tripulação da ISS. A Carga de Fluidos, como por exemplo propolente de reabastecimento para a estação espacial, é armazenada na parte não pressurizada do Contentor de Carga, na parte posterior do Contentor de Carga Integrado. Os seus conteúdos são transferidos através condutas para o sistema da ISS ou através de mangueiras manuais.

O Contentor de Carga Integrado é composto por duas partes: uma de maior volume que representa cerca de 90% do volume total e que é o módulo pressurizado cuja parte frontal acopla com a ISS, permitindo o acesso através de uma escotilha; a parte não pressurizada, representa cerca de 10% do volume total, está localizada na parte posterior denominada EEB (Equipped External Bay).

A secção pressurizada de 48 m3 do Contentor de Carga Integrado possui espaço para oito contentores standard fabricados em alumínio com desenho modular para armazenar equipamento e sacos de transferência.

A EEB do Contentor de Carga Integrado alberga 22 tanques esféricos de diferentes tamanhos e cores (imagem ao lado). Estes tanques são utilizados para reabastecer a estação com propolente de reabastecimento, água e gases (oxigénio, azoto, ou ar) para a tripulação. A secção cilíndrica e os seus tanques não são visíveis desde o exterior do ATV pois estão escondidos por detrás da interface que liga o Contentor de Carga ao Módulo de Serviço do ATV.

Apesar de ninguém viajar a bordo do ATV, os astronautas envergando as regulares roupas em órbita podem ter acesso aos conteúdos da parte pressurizada do Contentor de Carga Integrado durante as operações conjuntas de voo orbital.

Também a carga seca é armazenada no Contentor de Carga Integrado, o segmento superior pressurizado que acopla com a ISS. O ar transportado no ATV pode ser manualmente libertado do Contentor de Carga para a estação através da escotilha que liga os dois veículos.

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Sistema de acoplagem russo

O ‘nariz’ do Contentor de Carga Integrado (imagem ao lado) contém o equipamento de acoplagem de fabrico russo e várias ligações de sensores de aproximação. O sistema de acoplagem russo permite a ligação física, eléctrica e de transferência de propolente com a estação espacial; também proporciona o acesso da tripulação da ISS ao Contentor de Carga Integrado. Os sistemas electrónicos russo associados ao sistema de acoplagem estão instalados na parte lateral dos contentores no módulo pressurizado.

Com o ATV acoplado com segurança, a tripulação da estação pode então entrar na secção de carga e remoçar os itens a bordo (mantimentos, material científico, parcelas de alimentos frescos, correio, DVD, etc.). Entretanto, os tanques de líquidos do ATV podem ser ligados com o sistema de tubagens da ISS para a transferência dos seus conteúdos para a estação.

Um total de dois astronautas podem trabalhar na descarga de abastecimentos e na realização de experiências, enquanto que a escotilha permanece constantemente aberta entre a ISS e o ATV. O módulo pressurizado é desenhado para acomodar até dois membros da tripulação a trabalhar durante oito horas.

Aparência externa

Na parte exterior do Contentor de Carga, os detalhes da estrutura do ATV estão cobertos com uma «casca de ovo» isoladora colocada sobre os painéis de protecção contra micro meteoritos. Na zona frontal exterior do Contentor de Carga Integrado, na zona

dos sistemas aviónicos e na zona de propulsão, são visíveis: dois telegoniómetros (que fazem o cálculo contínuo da distância e direcção do ATV para a ISS), dois videómetros (um sistema de processamento de imagem capaz de computar a distância e orientação da ISS), dois detectores estelares (que são capazes de reconhecer as constelações no céu), dois alvos visuais de vídeo (utilizados pela tripulação da ISS para monitorização visual da aproximação final do ATV) e oito mini jactos (para controlo de atitude).

O cone frontal do Contentor de Carga Integrado acomoda o sistema de acoplagem russo com uma massa de 235 kg e uma escotilha de 0,80 metros de diâmetro, bem como o seu mecanismo de alinhamento e uma sonda extensível com 1,0 metros de comprimento. Durante as operações de aproximação com a ISS, o ATV é o veículo activo e está equipado com um mecanismo em forma de «seta» (sonda). A estação espacial está equipada com um mecanismo de recepção de sonda nos portos de acoplagem que são usualmente utilizados pelos veículos russos.

O sistema de acoplagem russo, que tem sido continuamente refinado desde o seu desenvolvimento original nos anos 60 para as estações espaciais Salyut e Almaz, permanece como um dos mecanismos de acoplagem mais sofisticados de sempre.

O Módulo de Serviço do ATV

O Módulo de Serviço do ATV (imagem ao lado, o móduo de serviço do Johannes Kepler), que não é pressurizado, inclui os sistemas de propulsão, de energia eléctrica, computadores, comunicações e a maior parte dos sistemas aviónicos. A baía de aviónicos, que tem uma forma de um anel cilíndrico com uma altura de 1,36 metros, está localizada na parte superior do Módulo de

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Serviço. O sistema de propulsão proporciona ao ATV a capacidade de transferência orbital e de elevação da órbita da ISS. Como um veículo totalmente automático, o ATV navega utilizando quatro motores principais juntamente com 28 pequenos motores para controlo de atitude. Todas as válvulas e motores são controlados por quatro unidades de controlo ligadas aos computadores principais do ATV.

Sistema de energia e aviónicos

Para o lançamento, o Módulo de Serviço do ATV é colocado no foguetão Ariane-5ES utilizando um adaptador cilíndrico que possui um sistema de fixação e separação que é separado 70 minutos após o lançamento. Após a separação do STV 100 minutos após o lançamento, dá-se a abertura dos quatro painéis solares para atingirem uma envergadura de 22,3 metros – proporcionando energia eléctrica para recarregar as baterias para períodos de eclipse orbital.

As células solares à base de sílica – espalhadas em quatro painéis de fibra de carbono com plástico reforçado por painel com uma superfície total de 33,6 m2 (4 x 8,4 m2) – são também capazes de produzir uma média de 4.800 watts. Colocados no Módulo de Serviço do ATV, os quatro painéis solares são totalmente independentes sendo capazes de seguir de forma individual o movimento do Sol para assim obterem o melhor desempenho através de mecanismos móveis.

O Módulo de Serviço do ATV também acomoda várias baterias recarregáveis e não recarregáveis, bem como alguns itens redundantes tais como um sensor solar e uma antena KUTS de fabrico russo.

A baía de aviónicos, que é o cérebro do ATV, está localizada num módulo não pressurizado e acomoda itens críticos tais como computadores, giroscópios, sistemas de navegação e controlo, e equipamento de comunicações. Todos estes

itens estão colocados em dez bandejas de transporte de equipamento que estão protegidas das variações de temperatura por condutas de transporte de calor.

O Módulo de Serviço do ATV tira partido de uma arquitectura muito sofisticada para o seu hardware e software que constitui todo o conjunto de aviónicos. Por exemplo, muitas das correntes de hardware e caminhos de software são construídos de forma independente, de forma a manter o ATV funcional em caso de uma falha no hardware ou de uma falha grave.

Capacidade de propulsão

Todos os tanques de propolente para a propulsão do ATV estão localizados no Módulo de Serviço do ATV, entre os motores principais e a baía de aviónicos: existem oito tanques de propolente em titânio e dois tanques de hélio de alta pressão. Os tanques transportam até 7.000 kg de propolente líquido, parte do qual é utilizado para o controlo da atitude da estação e da sua órbita. os propolentes são pressurizados por hélio armazenado em dois tanques de alta pressão em fibra de carbono.

Após a acoplagem, o ATV pode levar a cabo o controlo de atitude da ISS, manobras de evasão e elevar a órbita da estação. Para levar a cabo esta última manobra o ATV pode utilizar até 4.000 kg do seu próprio propolente em intervalos de 10 a 45 dias. Ao elevar a altitude da órbita da estação, o ATV actua como um rebocador, deslocando todo o complexo.

Com os seus próprios sistemas de propulsão e de controlo, o ATV tem um elevado nível de autonomia permitindo-lhe permanecer em voo livre por longos períodos de tempo, bem como acoplar mesmo estando a estação totalmente dormente e desabitada.

Uma vez finalizada a sua missão de reabastecimento, o ATV, cheio de lixo, será encerrado pela tripulação da ISS e separado da estação de forma automática. Os motores do Módulo de Serviço utilizam o restante propolente para remover o veículo de órbita, enviando-o numa reentrada destrutiva e controlada.

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Operações de voo do ATV As Operações de Voo são um conjunto complexo de regras e procedimentos. Elas são essenciais para uma missão tão complexa como a do ATV, agregando a sua logística, o seu segmento de solo – incluindo centros de controlo, instalações de lançamento, de teste e de treino, as suas contingências e diferentes cenários.

Para o ATV as Operações de Voo são muito elaboradas dado que envolvem:

• Kourou – o local de lançamento da ESA na Guiana Francesa a partir do qual é lançado o ATV num foguetão Ariane-5ES. O software das sequências iniciais da missão é carregado no ATV no local de lançamento.

• Centro de Controlo do ATV (ATV-CC) – em Toulouse, França, a partir do qual uma equipa controla a missão do ATV.

• Centro de Controlo de Missão em Moscovo (MCC-M) – como o ATV acopla com o segmento russo da ISS, o controlo do ATV durante a maior parte das operações conjunto é levado a cabo no controlo de missão russo.

• Centro de Controlo de Missão em Houston (MCC-H) – que é responsável por toda a ISS e coordena as operações ISS-ATV.

• Tripulação – que está responsável pelas tarefas de monitorização da aproximação do ATV e da transferência de carga durante a fase de acoplagem.

O ATV-CC é capaz de comunicar com o ATV para controlar e monitorizar o seu comportamento e performance, em tempo real, e quando necessário, enviar comandos. As comunicações entre o Centro de Controlo do ATV e o ATV são reencaminhadas através dos satélites da NASA ou pelo satélite europeu Artemis. Ambas as partes estão sempre disponíveis.

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Sequências pré-programadas

Como o ATV é um veículo altamente automatizado, a tarefa dos controladores no solo é essencialmente uma monitorização do ATV em voo e, em passos pré-definidos, enviar comandos de autorização para o veículo espacial em órbita para sequências pré-programadas a bordo.

O ATV está carregado com Planos de Missão de Bordo, que automaticamente fazem correr sequências de software, controlando a configuração de missão do ATV e lidando com cenários não nominais. Porém, Planos de Missão de Bordo, que correspondem ao voo a ser levado a cabo, são enviados pelo ATV-CC de forma sequencial à medida que a missão decorre, com os dados próprios a corresponder em particular às manobras que o ATV deve levar a cabo.

Na Terra, esta missão de vigilância remota requer uma grande e complexa estrutura. No caso de situação não nominais, o papel do ATV-CC é o de compreender o que correu mal e o de implementar as soluções para recuperar a missão, para o qual os controladores são treinados.

Interface constante e em tempo real

A complexa arquitectura internacional das Operações de Voo do ATV é estruturalmente organizada para ter como seu principal objectivo uma interface constante e em tempo real com o ATV. Esta interface crucial – como o topo de uma pirâmide – é indispensável para a missão e requer o tratamento instantâneo de toda a telemetria, parâmetros e dados do veículo espacial.

Cada entidade que lida com o ATV tem as suas próprias ferramentas de voo:

• Regras de Voo – ditam as decisões tomadas pelo Director de Voo;

• O Plano de Operações de Voo –, é a cronologia utilizada pelos controladores de voo no ATV-CC para executarem dois tipos de procedimentos em Terra: os procedimentos relacionados somente com o ATV, e os procedimentos para a logística dos controladores;

• Procedimentos de Multi Elementos e os Procedimentos de Interface de Operações – são as tarefas assinaladas a cada centro de controlo e às suas interfaces respectivas;

• Ficheiros de Dados a Bordo – são utilizados em órbita pela tripulação para lidar com o ATV.

O papel da tripulação no controlo da missão Sendo um veículo espacial avançado, o ATV leva a cabo de forma automática a sua aproximação final com a ISS. No entanto, a tripulação da estação espacial, antes de receber a carga a bordo, monitoriza a sua aproximação utilizando meios independentes. Os tripulantes não estão envolvidos na auto-pilotagem do ATV, mas monitorizam cuidadosamente a sua performance a partir do interior da secção russa da ISS. Eles podem interromper a aproximação do veículo em qualquer momento caso considerem que a sua segurança está em risco.

Para além da capacidade multi tolerante, os controladores do ATV em Toulouse possuem a capacidade total de monitorização do ATV através de telemetria. A tripulação da ISS actua como um nível de monitorização adicional e independente, mas dependem somente de um número limitado de parâmetros maioritariamente relacionados com o movimento do veículo em relação à estação.

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Operações de aproximação

Logo que é estabelecida a ligação via rádio entre o ATV e a ISS, a uma distância de entre 40 km e 50 km, é disponibilizada telemetria seleccionada à tripulação. Os astronautas podem iniciar a CAM (Collision Avoidance Maneuver), uma manobra para evitar a colisão, por sua iniciativa para assim deslocarem o veículo de 20 toneladas para longe da ISS, na remota hipótese de uma grande avaria ou mau funcionamento, que entretanto possa ter surgido nas suas consolas.

A uma distância de cerca de 250 metros, na última meia hora da aproximação, a tripulação verifica activamente se o ATV se comporta normalmente utilizando o sistema de vídeo do segmento russo da ISS. Após a autorização por parte dos membros da tripulação, os controladores no ATV-CC comandam o ATV para percorrer os últimos metros. A tripulação verifica cuidadosamente se o lento movimento do ATV em direcção à ISS ocorre no interior do corredor de aproximação. Caso o ATV não permaneça dentro dos limites dos corredores de segurança virtuais, a tripulação pode rejeitar a sua aproximação.

Observação por vídeo

Para cuidadosamente monitorizar esta operação, a tripulação utiliza um ecrã de vídeo e um painel de controlo com 16 botões. Como não existe uma janela de visualização directa na direcção do ATV, a tripulação utiliza um método de visualização simples e robusto utilizando dois modos de zoom (grande e pequena angular) da câmara de vídeo e um dispositivo de alinhamento óptico no cone frontal do ATV. Os dados de telemetria essenciais do ATV são também exibidos no ecrã. O papel de vigilância da tripulação é importante nestes momentos críticos porque sabem que podem intervir no improvável caso de ocorrência de um cenário de falhas que excede os requerimentos do sistema. Porém, a tripulação não necessita de lidar com os sistemas do ATV, pois estes sistemas funcionam de forma automática. Ao mesmo tempo no solo, mesmo que a tripulação não verifique a ocorrência de qualquer problema, o Director de Voo no ATV-CC pode interromper a aproximação. Os controladores de voo têm uma maior visibilidade de todos os parâmetros do ATV permitindo assim uma análise em tempo real do comportamento e performance do veículo.

A tripulação pode interromper a aproximação do ATV em quatro modos: ‘HOLD’, ‘RETREAT’, ‘ESCAPE’ ou ‘ABORT’. A acção a levar a cabo depende do tipo de anomalia. A principal acção a levar a cabo pela tripulação em caso de anomalias que ocorram a distâncias de superiores a 20 metros, é o seu registo aos controladores de missão. O veículo espacial está suficientemente afastado para que os controladores no solo – tendo acesso a todos os dados e não somente a uma selecção limitada destes, possam tomar a melhor decisão.

Em distâncias inferiores a 20 metros, a tripulação pode enviar ao ATV comandos para que se afaste da ISS (modo ‘ESCAPE’) caso o veículo se desloque para fora do corredor de monitorização ou em caso de mau funcionamento dos sistemas de segurança. O comando ‘ABORT’ tem o mesmo efeito que o comando ‘ESCAPE’ mas utiliza software e hardware independente. É utilizado como um último recurso caso os computadores ou hardware de pilotagem do ATV falha por completo.

íveis de segurança

Caso ocorra um problema sério durante a aproximação, a tripulação pode agir comente como um último nível de segurança. Isto ocorre porque todos os cenários foram do normal devem ser automaticamente lidados por algum dos quatro níveis de segurança que estão já implementados – tanto a bordo como no solo – para este veículo altamente automatizado. A presença humana a bordo representa um nível extra de segurança aos já existentes. Os outros quatro níveis incluem sistemas de monitorização e software independentes já abordo do ATV e no solo, a vigilância e possível acção dos controladores de voo.

Operações conjuntas

Após a captura por parte do mecanismo de acoplagem da estação, a selagem é apertada e são estabelecidas ligações eléctricas e de fluidos. Após várias verificações, a tripulação abre as escotilhas e pode entrar na secção pressurizada do ATV. O veículo de carga

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europeu é agora uma parte integrante da estação espacial internacional e permanece acoplado até seis meses. A transferência da carga seca, contida em sacos, contentores e pequenos módulos, é feita manualmente pelos cosmonautas e astronautas, com a supervisão do inventário da estação por parte do Centro de Controlo da Missão em Houston. O trabalho pode ser feito por dois astronautas, descarregando mantimentos e realizando experiências, enquanto que a escotilha permanece aberta entre o ATV e a ISS.

O ar transportado no ATV, é libertado de forma manual pela tripulação a partir do Contentor de Carga para a estação espacial através da escotilha de acesso. Para a transferência de água potável e de líquidos, a tripulação utiliza válvulas e mangueiras flexíveis. Os detritos líquidos podem ser também transportados em contentores de plástico dobráveis. A tripulação vai enchendo a secção de carga do ATV com os detritos da ISS e com materiais desnecessários a bordo. Entretanto, os tanques do ATV foram ligados automaticamente – na acoplagem – com o sistema de condutas da ISS, para se transferir o seu conteúdo para a estação espacial.

Durante a fase em que os dois veículos permanecem acoplados, a única tarefa da tripulação é a de levar a cabo actividades de transferência manual; não são responsáveis pelas manobras de elevação da altitude orbital, controlo de atitude e gestão do

reabastecimento.

O Ariane-5ECA / Ariane-5ES O super lançador europeu Ariane-5ECA, bem como a versão Ariane-5ES, é um lançador a dois estágios, auxiliados por dois propulsores laterais a combustível sólido. O Ariane-5ECA tem um peso bruto de 777.000 kg, podendo colocar 16.000 kg numa órbita a 405 km de altitude com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre ou então 10.500 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento desenvolve 1.566.000 kgf. Tem um comprimento total de 59,0 metros e o seu diâmetro base é de 5,4 metros.

Os propulsores laterais de combustível sólido desenvolvem mais de 90% da força inicial no lançamento. Designados P241 (Ariane-5 EAP “Etage Acceleration a Poudre”) cada propulsor tem um peso bruto de 278.330 kg, pesando 38.200 kg sem combustível e desenvolvendo 660.000 kgf no vácuo. O Ies é de 275 s (Ies-nm de 250 s) e o Tq é de 130s. Os propulsores laterais têm um comprimento de 31,6 metros e um diâmetro de 3,05 metros. Estão equipados com um motor P241 que consome combustível sólido constituído por uma mistura de 68% de perclorato de amónia (oxidante), 18% de alumínio (combustível) e 145 polibutadieno (substância aglutinante).

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Cada propulsor é composto por três segmentos. O segmento inferior tem um comprimento de 11,1 metros e está abastecido com 106,7 t de propolente; o segmento central tem um comprimento de 10,17 metros e está abastecido 107,4 t de propolente, finalmente o segmento superior (ou frontal) tem um comprimento de 3,5 metros e está abastecido com 23,4 t de propolente. Sobre o segmento superior está localizada uma ogiva com um sistema de controlo. O processo de ignição é iniciado por meios pirotécnicos (assim que o motor criogénico Vulcain do primeiro estágio estabiliza a sua ignição) e o propolente sólido queima a uma velocidade radial na ordem dos 7,4 mm/s (a queima é realizada de dentro para fora). O controlo de voo é feito através da tubeira móvel do propulsor que é conduzida actuadores controlados hidraulicamente.

O primeiro estágio do foguetão Ariane-5ECA, denominado H173 (EPC “Etage Principal

Cryotechnique”), tem um comprimento de 30,5 metros e um diâmetro de 5,46 metros. Tem um peso bruto de 186.000 kg e um peso sem combustível de 12.700 kg. No lançamento desenvolve 113.600 kgf (vácuo), com um Ies de 434 s (Ies-nm de 335 s) e um Tq de 650 s. O seu motor criogénico Vulcain-2 (com um peso de 1.800 kg, diâmetro de 2,1 metros e comprimento de 3,5 metros) é capaz de desenvolver 132.563 kgf no vácuo, com um Ies 440 s e um Tq de 605 s. Tal como o Vulcain, utilizado no primeiro estágio do Ariane-5G, o Vulcain-2 consome LOX e LH2. O Vulcain-2 é desenvolvido pela Snecma.

O H173 é capaz de transportar mais 15.200 kg de propolente devido a modificações feitas no tanque de oxigénio líquido. Na parte superior do H173 encontra-se a secção de equipamento VEB (Vehicle Equipment Bay) do Ariane-5ECA onde são transportados os sistemas eléctricos básicos, sistemas de orientação e telemetria, e o sistema de controlo de atitude. A secção de equipamento é desenvolvida pela Astrium SAS e tem uma altura de 1,13 metros e um peso de 950 kg.

Comparado com a versão ‘genérica’ do primeiro estágio do Ariane-5, as principais alterações são a integração do motor Vulcain 2 (gerando mais 20% de força do que o motor Vulcain 1), o abaixamento do anteparo comum do tanque de propolente, e um reforço da saia frontal e das estruturas. Tal como no caso da missão anterior do Ariane-5ECA (L521) utilizado na missão V164, o motor Vulcain 2 sofreu várias alterações, principalmente à tubeira (escape), encurtando-a e reforçando-a, e ao sistema de arrefecimento.

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Lançamento Missão Veículo lançador

Data de Lançamento

Hora Satélites

2008-008 V181 L537 9-Mar-08 04:03:04 ATV-1 ‘Jules Verne’ (32686 2008-008A) 2011-007 V200 L544 15-Fev-11 22:13:27 ATV-2 ‘Johannes Kepler’ (37XXX 2011-007B) 2012 V??? L??? 29-Fev-12 ??? ATV-3 ‘Edoardo Antoneli’

Características do veículo L544 A missão V200 foi o 56º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 1º em 2011. Este foi o 52º Ariane-5 da fase inicial de produção, sendo o 29º lançador do contrato PA (com 30 lançadores) no qual a Astrium é a principal responsável.

O veículo L544 é o segundo veículo ES e consiste numa composição inferior semelhante à do Ariane-5ECA (EAP com um segmento S1, EOC tipo 2 com motor Vulcain) e uma composição superior consistindo de um EPS P2000 e um sistema compósito VEB.

Este foi o 31º lançador entregue à Arianespace, integrado e inspeccionado sob a responsabilidade da Astrium.

A missão V200 A 19 de Fevereiro de 2009 a agência espacial europeia anunciava que o segundo veículo ATV seria baptizado com o nome do astrónomo e matemático alemão Johannes Kepler.

O ATV-2 chegou ao Centro Espacial de Kourou a 25 de Maio de 2010 acompanhado com 59 contentores cheios de equipamento de teste, dando-se então início à campanha para o lançamento que estava previsto para ter lugar em Dezembro de 2010. O lançamento seria adiado para Fevereiro de 2011 em finais de Setembro devido a conflitos de calendário no programa da estação espacial internacional.

Os diferentes componentes do foguetão Ariane-5ES (L544) chegavam a Kourou no dia 15 de Outubro a bordo do navio de carga MN Colibri. Após atracar no porto de Pariacabo, o equipamento e componentes do lançador foram descarregados e transportados por terra para o centro espacial. Entretanto, o ATV-2 permaneceria no edifício S5C até 19 de Novembro, dia no qual foi transferido para o edifício S5B. Entre 26 de Novembro e 2 de Dezembro decorreu o processo de abastecimento de propolentes do subsistema russo. A 7 de Dezembro era levada a cabo uma revisão da campanha para o lançamento do Johannes Kepler.

O EPC é colocado em posição para a integração do lançador a 7 de Dezembro, seguindo-se a 8 de Dezembro transferência e o posicionamento dos propulsores laterais de combustível sólido EAP. A integração é feita a 9 de Dezembro. O EPS é colocado em posição a 11 de Dezembro e neste mesmo dia dá-se a integração da baía de equipamento. Entre 13 e 22 de Dezembro ocorrem as

As fotografias mostram a finalização na montagem inicial do Ariane-5ES (L544). As duas imagens à esquerda mostram a elevação da baía de equipamento para ser instalada no topo do lançador, enquanto que a imagem à direita mostra a colocação do estágio EPS (imagens Arianespace).

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operações de abastecimento do subsistema de propulsão do ATV. As operações são levadas a cabo no edifício S5B. O lançador é transferido do BIL para o BAF a 14 de Janeiro de 2011.

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A integração do ATV-2 com o lançador ocorreu a 24 de Janeiro e a integração da carenagem de protecção em torno do ATV-2 ocorreu a 3 de Fevereiro. Neste mesmo dia iniciam-se os preparativos para o abastecimento do EPS e do SCA cujo abastecimento ocorre a 7 de Fevereiro enquanto que o abastecimento de MMH do EPS ocorre a 8 de Fevereiro.

No dia 9 de Fevereiro decorre o ensaio geral para o lançamento e o abastecimento de N2O4 do EPS. Os preparativos finais do lançador ocorreram a 12 de Fevereiro, ocorrendo neste dia a revisão dos preparativos finais para o lançamento. O transporte do Ariane-5ES (V200/L544) desde o edifício de integração final para o Complexo de Lançamento ELA3 teve lugar a 14 de Fevereiro. Após chegar á plataforma de lançamento, procedeu-se à realização das condutas de abastecimento criogénico e dos cabos de telemetria, além do abastecimento da esfera de hélio líquido do estágio EPC.

As fotografias mostram parte do processo de integração do Johannes Kepler com o seu foguetão lançador imagens Arianespace).

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A tentativa de lançamento levada a cabo a 15 de Janeiro foi interrompida a T-4m devido a uma anomalia registada no sistema de medição do tanque de oxigénio líquido. Devido ao facto de este lançamento não possuir uma janela de lançamento, este teria de ocorrer às 2213:27UTC, o lançamento acabou por ser adiado para as 2120:55UTC do dia 16 de Fevereiro.

Segunda tentativa: Johannes Kepler a caminho da ISS

As operações de lançamento teriam melhor sucesso a 16 de Fevereiro com o ATV-2 a ser colocado na órbita pretendida e iniciando um processo de aproximação gradual à estação espacial internacional.

A contagem decrescente final teve início às 1020UTC e às 1450UTC eram executadas as verificações dos sistemas eléctricos do lançador. O abastecimento do estágio criogénico com oxigénio líquido e com hidrogénio líquido teve início às 1700UTC. O acondicionamento térmico do motor Vulcain iniciou-se às 1830UTC, seguindo-se às 2040UTC a verificação das ligações entre o lançador e os sistemas de telemetria, rastreamento e de comando.

A T-7m (2147:55UTC) dá-se início à denominada Sequência Sincronizada. Esta sequência de eventos tem como função levar a cabo as operações finais no lançador antes do lançamento, juntamente com as verificações finais necessárias após a transição para a configuração de voo. Tal como a sua designação indica, a sequência é totalmente automatizada, e é levada a cabo ao mesmo tempo pelo computador de bordo e por dois computadores redundantes situados no Complexo de Lançamento ELA3 até T-4s.

Os computadores comandam as operações eléctricas finais (início do programa de voo, servocontrolos, transferência do fornecimento de energia a partir do solo para as baterias de bordo, etc.) e verificações associadas. Os computadores também ordenam a colocação dos propolentes e dos fluidos do sistema na configuração de voo e levam a cabo as verificações associadas. Adicionalmente, lida com as configurações finais do sistema de solo, nomeadamente com a activação do injector de água no fosso das chamas (T-30s), aspiração do hidrogénio para arrefecimento do motor Vulcain (T-18s), e queima do hidrogénio utilizado no arrefecimento (T-5,5s). A T-4s, o computador de bordo assume o controlo da inicialização final do motor e das operações de lançamento ao dar início à sequência de ignição para o motor Vulcain (T-0s), verificando a operação do motor (entre T+4,5s a T+7,3s) e comanda a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido (T+7,3s).

A interrupção da Sequência Sincronizada após T-7m coloca o foguetão na sua configuração a T-7m.

A pressurização dos tanques de propolente ocorreu às 2146:55UTC e a transição para o modo de utilização das fontes de energia internas ocorreu a T-1m. A libertação dos sistemas de orientação para o voo ocorre às 2150:52UTC (T-3s).

Definindo-se o tempo H0 como a referência básica de tempo ( a altura em que se dá a abertura da válvula de hidrogénio da câmara de combustão do motor Vulcain), a ignição do Vulcain ocorre a H0+1s. A confirmação da operação normal do motor leva à autorização da ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido a H0+7,05s, fazendo com que o veículo deixe a plataforma de lançamento.

A massa no lançamento era de cerca de 774.400 kg e a força inicial foi de 13.000 kN (da qual 90% foi originada pelos dois propulsores laterais).

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Após uma ascensão vertical de cinco segundos para permitir ao lançador que se afaste do complexo de lançamento, incluindo em particular as torres pára-raios, o veículo executa uma manobra de inclinação no plano da trajectória, seguindo-se uma manobra de rotação cinco segundos mais tarde para posicionar o plano dos propulsores laterais de combustível sólido perpendiculares ao plano da trajectória. O azimute de lançamento para a missão V200 foi de 39,21º em relação ao Norte.

A fase de voo dos propulsores laterais continua num ângulo zero de incidência durante o voo atmosférico, até à sequência de separação. Isto tem como propósito optimizar a trajectória e assim maximizar a performance, obter uma ligação rádio satisfatória com as estações no solo, e obedecer aos limites de carga estrutural e restrições no controlo de atitude do lançador.

A separação dos propulsores laterais de combustível sólido é iniciada quando um limite de aceleração é detectado (γ = 6,15 m/s2 para esta missão) quando o nível de força do propolente sólido baixa. A separação dos propulsores ocorre num segundo (2153:17UTC; T+2m 22s). Esta é a segunda referência temporal (H1) e ocorre a H0+141,6s a uma altitude de 63,4 km e a uma velocidade relativa de 2,035 m/s.

Para o resto do voo (fase de voo EPC), o lançador segue uma «lei de altitude» controlada em tempo real pelo computador de bordo, baseado em informação recebida da unidade de navegação. Esta lei optimiza a trajectória ao minimizar o tempo de queima e consequentemente o consumo de propolente.

A separação da carenagem de protecção ocorreu às 2154:24UTC (T+3m 29s). Esta separação, ocorrendo na fase de voo EPC, tem lugar logo que os níveis de fluxo aerotermodinâmico são suficientemente baixos para não terem um impacto significativo na carga. Para esta missão a carenagem foi separada a uma altitude de 106,5 km.

A fase de voo propulsionada do estágio principal criogénico tem como objectivo uma órbita predeterminada estabelecida em relação aos requisitos de segurança e performance. O final desta fase teve lugar a T+8m 52s (2159:47UTC) quando foram conseguidos valores orbitais pretendidos, isto é apogeu a 139, km; perigeu a -1.274,1 km; inclinação de 51,2º; argumento do perigeu -151,13º; e longitude do nodo ascendente -2,75º. O final da queima do motor Vulcain é definido como a referência de tempo H2 e tem lugar a H0+531,8s. A separação do estágio EPC teve lugar às 2159:53UTC (T+8m 58s) e os seus restos acabas por cair no Oceano Atlântico, sendo destruído a uma altitude entre os 80 km e os 60 km devido às cargas aerodinâmicas geradas pela reentrada atmosférica. Antes da reentrada o tanque é despressurizado para evitar qualquer risco de explosão devido ao sobreaquecimento do hidrogénio residual. Uma válvula lateral de hidrogénio, actuada por um dispositivo temporal iniciado a quando da separação do EPC, é utilizada para este processo. A força lateral gerada é também utilizada para colocar o EOC numa rotação para assim limitar a dispersão dos detritos induzidos pela sua destruição na reentrada. O ângulo de

reentrada é de cerca de -1,8º com o ponto de impacto calculado a 14,5º O da Península Ibérica.

Após a separação do EPC inicia-se a fase de voo propulsionada EPS1, que terá uma duração de cerca de 7 minutos e 30 segundos. O estágio EPS entrou em ignição a T+9m 4s (2159:59UTC), terminando a T+17m 17s (2208:12UTC). Esta fase é finalizada por um sinal de comando enviado do computador de bordo quando estima, a partir de dados calculados pela unidade de orientação inercial, que a órbita alvo foi atingida. Por razões de optimização de performance, o estágio transporta 5.200 kg de propolente hipergólico (armazenável). Esta primeira queima é utilizada para se atingir uma órbita elíptica com um apogeu a 258 km de altitude e um perigeu a 137 km de altitude. Esta é definida como a referência de tempo H3 e ocorre a H0+1.037,0s.

Após a primeira queima do EPS é iniciada a fase balística a T+17m 19s (2208:14UTC), terminando a T+53m 46s (2244:41UTC). O objectivo da fase balística é o de garantir a orientação na direcção requerida do ATV (alinhamento da antena TDRS) e posterior separação do ATV. Estas operações contribuem a curto e médio prazo para a gestão das distâncias mútuas dos objectos em órbita, enquanto evita qualquer contaminação da carga. Uma segunda queima do EPS (fase de voo EPS2) é então utilizada para circularizar a órbita a uma altitude de 260 km. Esta queima teve início às 2250:23UTC (T+59m 28s) e terminou às 2250:50UTC (T+59m 55s).

Iniciou-se então o processo de orientação do ATV-2 às 2250:52UTC (T+59m 57s) com a separação a ter lugar às 2254:49UTC (T+1h 3m 54s). Após a separação são levadas a cabo manobras de distanciamento e para evitar colisões entre os dois veículos (T+1h 4m 4s – 2254:59UTC).

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Uma terceira queima do EPS ocorreu às 0015:17UTC do dia 17 de Fevereiro (T+2h 24m 12s) com o objectivo de retirar de órbita o estágio EPS. Esta queima terminou às 0035:34UTC (T+2h 44m 39s), com os restos do estágio a caírem entre a Nova Zelândia e a costa do México.

Devido à inclinação da trajectória sobre o Equador (51,6º) o lançador foi monitorizado e a sua telemetria recolhida durante a missão pela estação Kourou / Galliot, pela estação de Santa Maria (Açores), pelas estações de Adelaide e Perth (Austrália) e pela estação de Invercargill (Nova Zelândia). Um satélite TDRS (altitude35.786 km, longitude -172,5º) foi utilizado para monitorizar o ATV-2 desde o final da fase EPS2 até á sua separação.

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Voo orbital e acoplagem com a ISS Após a entrada em órbita, o ATV-2 iniciou um voo orbital de cerca de oito dias no qual levou a cabo várias manobras que o colocaram cada vez mais perto da estação espacial internacional.

Em preparação para as manobras de acoplagem, os controladores do Johannes Kepler comandaram os pequenos motores de manobra para uma sequência de ignições para deslocar o veículo da sua órbita inicial de aproximação para uma órbita nas proximidades da ISS. Estas manobras colocaram o ATV-2 a 30 km da estação espacial, altura em que foram estabelecidas comunicações entre os dois veículos com a tripulação a bordo da ISS a monitorizar os sistemas do veículo europeu. Nesta altura começava assim a «fase de encontro» da aproximação do ATV-2. Esta aproximação teve lugar ao longo do vector de velocidade da ISS (V-bar), isto é uma linha imaginária definida no sentido do deslocamento orbital da estação espacial.

Quando o ATV-2 se encontrava a uma distância de 4,5 km, o sistema de navegação RGPS (Relative Global Positioning System) assumiu a orientação do veículo que até ali era guiado pelo sistema de navegação AGPS (Absolute GPS). O sistema RGPS utiliza sensores localizados no

ATV e na ISS para determinar a posição do veículo, ao contrário do AGPS que utiliza sinais dos satélites de navegação em órbita.

Na aproximação final o ATV-2 foi executando pequenas paragens para que os controladores pudessem avaliar os dados de engenharia que iam sendo recebidos. Estas paragens tiveram lugar a 3,5 km, 249 metros, 19 metros e 11 metros. A acoplagem acabou por ter lugar às 1559:03UTC do dia 24 de Fevereiro com o módulo de serviço Zvezda.

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Nova geração GLONASS A Rússia levou a cabo o lançamento do primeiro satélite de uma nova geração de veículos de posicionamento global, os GLONASS-K. A primeira menção a estes satélites surge em 2001 com a apresentação do programa “Sistema de Navegação Global 2002-2011” que estipulou o desenvolvimento de uma terceira geração de satélites de navegação. Posteriormente, 27 satélites foram encomendados pela Roscosmos à empresa Reshetnev – Sistemas de Informação por Satélite, que desenvolveu e fabricou todos os satélites GLONASS. Os testes do primeiro satélite foram finalizados a 7 de Dezembro de 2010.

A rede GLOASS

O sistema GLONASS (ГЛОНАСС - Глобалная навигационная спутниковая система - GLObalnaya 6Avigationnaya

Sputnikovaya Sistema) é um sistema de radionavegação por satélite que permite a um número ilimitado de utilizadores obterem dados de navegação tridimensionais sobre quaisquer condições atmosféricas, medição de velocidade e dados de temporização em qualquer zona do globo ou do espaço junto à Terra.

O sistema GLONASS permite a gerência do tráfego naval e aumento da segurança, serviços de cartografia e geodesia, monitorização do transporte pelo solo, sincronização das escalas de tempo entre diferentes objectos, monitorização ecológica e organização de operações de busca e salvamento.

O sistema GLONASS é dirigido para o Governo da Federação Russa pelas Forças Espaciais Russas (operador do sistema) e providencia benefícios significativos às comunidades de utilizadores civis através de várias aplicações. O sistema GLONASS possui dois tipos de sinais de navegação: o sinal standard de navegação precisa (SP) e o sinal de navegação de alta precisão (HP). Os serviços de temporização e posicionamento pelo sinal SP estão disponíveis a todos os utilizadores civis de um modo contínuo, sendo fornecidos em todo o planeta e providenciando a capacidade de obter uma localização horizontal com uma precisão de entre 57 metros a 70 metros (probabilidade de 99,7%) e uma precisão de localização vertical de 70 metros (probabilidade 99,7%). A precisão da medição dos componentes dos vectores de velocidade é de 15 cm/s (probabilidade de 99,7%). Estas características podem ser significativamente melhoradas utilizando modos de navegação diferencial e métodos especiais de medição.

Para obter dados de localização tridimensional, medições de velocidade e dados de temporização, o sistema GLONASS utiliza sinais rádio que são continuamente transmitidos pelos satélites.

Nas versões iniciais, cada satélite transmite dois tipos de sinais (SP e HP). O sinal L1 de SP tem um acesso múltiplo na frequência de divisão em banda L: L1 = 1602 MHz + n * 0,5625 MHz, onde “n” é o número do canal de frequência (n = 1, 2, 3,...). Isto significa que cada satélite transmite um sinal na sua própria frequência que difere de outras frequências de outros satélites. Porém, alguns satélites possuem as mesmas frequências mas esses satélites estão localizados em posições antipodais dos planos orbitais e não aparecem no mesmo horizonte do utilizador. O receptor GLONASS recebe automaticamente os sinais de navegação de pelo menos quatro satélites e mede as suas pseudo-localizações e velocidades. Simultaneamente selecciona e processa a mensagem de navegação dos satélites. O computador do GLONASS processa todos os dados e calcula três coordenadas, três componentes de velocidade e o tempo preciso.

O sistema GLONASS é composto por duas partes principais: a constelação de satélites GLONASS e o complexo de controlo terrestre. A constelação de satélites GLONASS (fabricados pelo Centro de Mecânica Aplicada Reshetnev)8 completa é composta por 24 veículos em órbita, distribuídos por três planos orbitais cujos nodos ascendentes estão localizados a 120º de cada um. Cada plano orbital possui oito satélites com argumentos de latitude separados em 45º. Para além disso os planos estão separados 15º em latitude.

Cada satélite GLONASS opera numa órbita circular com uma altitude de 19.100 km e uma inclinação orbital de 64,8º, completando cada satélite uma órbita em 11 horas e 15 minutos. O espaçamento entre as órbitas é determinado para que um mínimo de cinco satélites esteja no horizonte de cada utilizador em qualquer parte do globo terrestre. Com uma geodesia adequada a constelação GLONASS permite uma navegação global e contínua. Cada satélite transmite um sinal numa radiofrequência que contém dados de navegação (efeméride9 da transmissão, alteração do tempo do satélite relativo ao sistema de tempo GLONASS e à hora UTC, marcadores de tempo, e almanaque GLONASS) para os seus utilizadores.

8 Os satélites GLONASS são fabricados pela Associação de Produção Polyot, enquanto que os satélites GLONASS-M são fabricados pelo Centro de Mecânica Aplicada Reshetnev) 9 As efemérides são as coordenadas exactas do satélite (x, y, z e as suas primeira e segunda derivadas) que descrevem a sua localização no sistema de referência geocêntrico PZ-90. O almanaque GLONASS mantém uma informação actualizada sobre todos os satélites do sistema e inclui os elementos Keplerianos das suas órbitas, dados sobre as alterações do tempo do satélite em relação ao sistema GLONASS e os dados sobre o estado de cada veículo. As efemérides GLONASS são computadas no sistema ECEF (Earth-Centered, Earth-Fixed) de referência PZ-90 (PZ – Parâmetros da Terra). Os parâmetros para um elipsóide terrestre comum para o PZ-90 são: a = 6378136 m; f = 1:298,257839303).

Em Órbita


O sistema GLONASS é operado pelo GCC (Ground-based Control Complex). O GCC consiste no SCC (System Control Center) localizado em Krasnoznamensk, região de Moscovo, e várias estações de comando CTS (Command Tracking Stations) espalhadas pela Rússia. As estações CTS observam os satélites GLONASS e obtêm dados de telemetria provenientes dos sinais dos satélites. A informação do CTS é processada no SCC para determinar a hora do satélite e o seu estado orbital, além de actualizar a informação de navegação de cada veículo. Esta informação actualizada é transmitida ao satélite via CTS que também é utilizado para transmitir

a informação de controlo. Os dados de detecção do CTS são periodicamente calibrados utilizando dispositivos de detecção a laser nas estações QOTS (Quantum Optical Tracking Stations). Cada satélite transporta reflectores laser para este propósito. A sincronização de todo o processo no sistema GLONASS é muito importante para a sua operacionalidade. Existem um sincronizador central no GCC para este efeito. O sincronizador central é um relógio de hidrogénio atómico de alta precisão que origina a escala de tempo GLONASS. As escalas de tempo a bordo (tendo por base relógio atómicos de césio) de todos os satélites GLONASS estão sincronizadas com o tempo UTC registado em Mendeleevo, região de Moscovo.

Os satélites da rede GLONASS são denominados 11F654 Uragan e têm um peso aproximado de 1.415 kg, tendo um comprimento de 7,84 metros (sem o megnetómetro na sua posição operacional), um diâmetro de 2,35 metros e uma largura de 7,23 metros (sem os painéis solares na sua posição operacional). Os satélites 11F654 Uragan têm uma vida útil de dois anos, enquanto que os veículos 11F654M Uragan-M, com uma massa de 1.480 kg, têm um período de vida útil de sete anos. Os satélites da rede GLONASS são fabricados pela empresa russa Reshetnev 6PO Prikladnoy

Mekhaniki (NPO PM).

Os satélites Uragan-K

Os satélites da terceira geração Uragan-K, são os primeiros satélites Uragan despressurizados, isto é todos os seus componentes operam em vácuo. A sua vida operacional é de 10 anos e têm uma massa de 750 kg.

Os satélites transmitem sinais de navegação em cinco canais, melhorando assim a precisão do sistema. Destes canais, quatro são para utilização militar (bandas L1 e L2), enquanto que o sinal civil é transmitido na banda L3.

10 CIS – Comonwealth of Independent States – Comunidade de Estados Independentes (Nota do Editor).

O sistema de tempo GLOASS Os satélites GLONASS estão equipados com relógios de césio cujo atraso diário não é superior a 5*10-13 s. Isto providencia uma precisão na sincronização do tempo do satélite relativa ao sistema GLONASS de cerca de 15 nanossegundos, com correcções efectuadas duas vezes por dia pelas estações terrestres. O sistema de tempo GLONASS (GLONASST) é gerado na base do tempo do sincronizador central. As instabilidades diárias do sincronizador central (relógio de hidrogénio atómico) não são superiores a 5*10-14 s. O desvio do tempo GLONASST relativamente ao tempo UTC deve ser menos de 1 milissegundo. A precisão do desvio deve ser inferior a 1 micro segundo.

É bem conhecido que a escala de tempo fundamental na Terra é determinada pelo IAT (International Atomic Time) que resulta da análise levada a cabo pelo Bureau International de l’Heure (BIH) em Paris que analisa os dados de muitos países. A unidade fundamental do IAT é o segundo SI que está definido como a duração de 9.192.631.770 períodos da radiação correspondente à transição entre dois estados do átomo de Césio 133. Devido ao facto de o IAT ser uma escala de tempo contínua, possui um problema fundamental para a sua utilização prática: o tempo de rotação da Terra em relação ao Sol está a diminuir em cerca de 1 s por ano. O IAT irá ficar inconvenientemente dessincronizado em relação ao dia solar. Este problema foi superado ao se introduzir o UTC que decorre ao mesmo ritmo que o IAT mas é incrementado por saltos de 1 s quando necessário e normalmente no final de Junho ou Dezembro de cada ano.

É também sabido que cada um dos centros de tempo terrestres mantém uma hora local do tempo UTC, a época e a variação da qual em relação ao tempo UTC (BIH) são monitorizadas e corrigidas periodicamente.

O tempo UTC (CIS10) é mantido pelo VNIIFTRI (Centro Meteorológico Principal para o Tempo da Rússia e Serviços de Frequência) em Mendeleevo. Quando o tempo UTC é aumentado em Junho ou Dezembro em 1 s, o tempo GLONASST também o é, não existindo assim diferenças de sincronização entre os dois sistemas. Porém, existe uma diferença de 3 horas entre o tempo GLONASST e o tempo UTC (CIS).

Em comparação como sistema GPS (que não sofre actualizações como dia solar) existe uma diferença de sincronização entre o tempo IAT e o GPS: GPST-UTC = +10 s; IAT-UTC = +29s, logo GPST+19 s = IAT.

Em Órbita


Um satélite Uragan-K durante a sua preparação para o lançamento (imagem: Reshetnev).

Em Órbita


ome Desig. Int. ORAD .º

GLOASS Data

Lançamento Veículo Lançador

Plt. Lançamento

Cosmos 2380 2001-053A 26987 790

Cosmos 2381 2001-053B 26988 789 1-Dez-01 8K82K Proton-K/DM-2

(40502/101L) LC81 PU-24

Cosmos 2382 2001-053C 26989 711*

Cosmos 2394 2002-060A 27616 791

Cosmos 2395 2002-060B 27617 792 25-Dez-02 8K82K Proton-K/DM-2M

(40902/95L) LC81 PU-23

Cosmos 2396 2002-060C 27617 793

Cosmos 2402 2003-056A 28112 794

Cosmos 2403 2003-056B 28113 795 10-Dez-03 8K82K Proton-K/Briz-M

(41003/88506) LC81 PU-24

Cosmos 2404 2003-056C 28114 701*

Cosmos 2411 2004-053A 28508 796

Cosmos 2412 2004-053B 28509 797 26-Dez-04 8K82K Proton-K/DM-2

(41009/104L) LC81 PU-23

Cosmos 2413 2004-053C 28510 712*

Cosmos 2417 2005-050A 28915 798

Cosmos 2418 2005-050B 28916 713* 25-Dez-05 8K82K Proton-K/DM-2

(41011/106L) LC81 PU-24

Cosmos 2419 2005-050C 28917 714*

Cosmos 2424 2006-062A 29672 715*

Cosmos 2425 2006-062B 29673 716* 25-Dez-06 8K82K Proton-K/DM-2

(41015/108L) LC81 PU-24

Cosmos 2426 2006-062C 29674 717*

Cosmos 2431 2007-052A 32275 718*

Cosmos 2432 2007-052B 32276 719* 26-Out-07 8K82K Proton-K/DM-2

(41017/110L) LC81 PU-24

Cosmos 2433 2007-052C 32277 720*

Cosmos 2434 2007-065A 32393 721*

Cosmos 2435 2007-065B 32394 722* 25-Dez-07 8K82KM Proton-M/DM-2

(53528/109L) LC81 PU-24

Cosmos 2436 2007-065C 32395 723*

Cosmos 2442 2008-046A 33378 724*

Cosmos 2443 2008-046B 33379 725* 25-Set-08 8K82KM Proton-M/DM-2

(53531/112L) LC81 PU-24

Cosmos 2444 2008-046C 33380 726*

Cosmos 2447 2008-067A 33466 727*


(53534/114L) LC81 PU-24

Cosmos 2449 2008-067C 33468 729*

Cosmos 2456 2009-070A 36111 730*


(53538/115L) LC81 PU-24

Cosmos 2458 2009-070C 36113 734*

Cosmos 2459 2010-007A 36400 731*

Cosmos 2460 2010-007B 36401 732* 1-Mar-10 8K82KM Proton-M/DM-2

(53540/116L) LC81 PU-24

Cosmos 2461 2010-007C 36402 735*

Cosmos 2464 2010-041A 37137 736*

Cosmos 2465 2010-041B 37138 737* 2-Set-10 8K82KM Proton-M/DM-2

(53530/118L) LC81 PU-24

Cosmos 2466 2010-041C 37139 738*

Cosmos 2471 2011-009A 37372 11L** 26-Fev-11 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat

(208/1035) LC43/4

Esta tabela mostra os últimos lançamentos da série GLONASS com os satélites Uragan, Uragan-M (assinalados com *) e Uragan-K (assinalados com **). Tabela: Rui C. Barbosa

Em Órbita


14A14 Soyuz-2, evolução

O foguetão 14A14 Soyuz-2 representa a mais recente evolução do épico míssil balístico intercontinental R-7 desenvolvido por Sergey Korolev nos anos 50 do século passado. O novo lançador apresenta motores melhorados, modernos sistemas aviónicos digitais e uma reduzida participação de componentes de fabrico não russo.

O lançador é também conhecido pela designação Soyuz-ST e foi especialmente desenhado para uma utilização comercial aumentando a sua performance geral apesar de o desenho básico do veículo permanecer o mesmo. As alterações foram realizadas ao

nível de uma melhoria da performance dos motores do primeiro e do segundo estágio com novos injectores e alteração da mistura dos propolentes; aumento na performance do terceiro estágio; introdução de um novo sistema de controlo permitindo uma alteração do plano orbital já durante o voo11; introdução de um novo sistema de telemetria digital para a monitorização do lançador e a introdução de uma nova ogiva de protecção de carga com um diâmetro de 3,6 metros.

O foguetão 14A14 Soyuz-2 pode ser equipado com um quarto estágio, nomeadamente o estágio Fregat, utilizando as carenagens de protecção do tipo ST e SF.

Este lançador é capaz de colocar uma carga de 7.800 kg numa órbita terrestre a 240 km de altitude com uma inclinação de 51,80º. No lançamento desenvolve uma força de 4.144.700 kN. A sua massa total é de 310.000 kg, o seu diâmetro no estágio principal é de 2,95 metros e o seu comprimento total é de 43,40 metros.

O primeiro estágio do 14A14 Soyuz-2 é composto pelos quatro propulsores laterais (Blok B, V, G e D) com uma massa bruta de 44.400 kg, tendo uma massa de 3.810 kg sem combustível. Cada propulsor tem um motor RD-107A (14D22) que desenvolve uma força de 1.021.097 kN (vácuo), com um Ies 310 s e um Tq de 120 s. Têm um comprimento de 19,60 metros, um diâmetro de 2,69 metros e consomem LOX e querosene.

O segundo estágio (Blok-A) tem um comprimento de 27,80 metros, um diâmetro de 2,95 metros, um peso bruto de 105400 kg e um peso sem combustível de 6.975 kg. Está equipado com um motor RD-108A que no lançamento desenvolve 999.601 kgf (vácuo), com um Ies de 311 s e um Tq de 286 s. Consome LOX e querosene.

O terceiro estágio (Blok-I) tem um comprimento de 6,74 metros, um diâmetro de 2,66 metros, um peso bruto de 25.200 kg e um peso sem

combustível de 2.355 kg. Está equipado com um motor RD-0110 que no lançamento desenvolve 294.000 kgf (vácuo), com um Ies de 359 s e um Tq de 300 s. Consome LOX e querosene.

As modificações introduzidas no novo lançador foram sendo testadas em duas versões do mesmo veículo o 14A14-1A Soyuz-2-1A e o 14A14-1B Soyuz-2-1B. Este último veículo é um lançador a três estágios no qual o motor RD-0124 é já empregado no último estágio.

11 Todas as versões anteriores dos lançadores derivados do R-7 eram lançadas com uma trajectória fixa na qual a mesa da plataforma de lançamento rodava, sendo colocada no azimute de voo pretendido.

Em Órbita


Lançamento Data Hora UTC Versão .º Série Local Lançamento Plat. Lanç. Carga

- 8-ov-04 18:30:00 1A Ф15000-001 GIK-1 Plesetsk LC43/4 17F116ML Oblik

2006-044 19-Out-06 16:28:13.169 1A/Fregat Ж15000-003/1011 GIK-5 Baikonur LC31 PU-6 MetOp-A

(29499 2006-044A)

2006-061 24-Dez-06 8:34:44.402 1A/Fregat 76033135/1012 GIK-1 Plesetsk LC43/4 Meridian

(29668 2006-061A)

2006-063 27-Dez-06 14:23:38.929 1B/Fregat П15000-001/1013 GIK-5 Baikonur LC31 PU-6 CoRoT

(29678 2006-063A)

2008-037 26-Jul-08 18:31:35.911 1B 77057143 GIK-1 Plesetsk LC43/4 Cosmos 2441

(33272 2008-037A)

2009-029 21-Mai-09 21:53:33.331 1B/Fregat 162/1018 GIK-1 Plesetsk LC43/4 Meridian-2

(35008 2009-029A)

2009-049 17-Set-09 15:55:07.679 1B/Fregat 002/1014 Baikonur LC31 PU-6

Meteor-M (35865 2009-049A)

Sterkh-2 (35866 2009-049B)

IRIS (35867 2009-049C) Universitetskiy-

Tatyana-2 (35868 2009-049D)

UGATUSAT (35869 2009-049E)

Sumbandila 35870 2009-049F)

BLITS (35871 2009-049G)

2010-054 19-Out-10 17:10:59 1A/Fregat Б15000-009/1023 Baikonur LC31 PU-6

Globalstar-73 (37188 2010-053A)

Globalstar-74 (37189 2010-053B)

Globalstar-75 (37190 2010-053C)

Globalstar-76 (37191 2010-053D)

Globalstar-77 (37192 2010-053E)

Globalstar-79 (37193 2010-053F)

2010-058 2-ov-10 00:58:39 1A/Fregat 167/1022 GIK-1 Plesetsk LC43/4 Meridian-3

(37212 2010-058A) 2011-009 24-Fev-11 03:15:00 1B/Fregat 208/1035 GIK-1 Plesetsk LC43/4

Com dimensões semelhantes ao motor RD-0110 utilizado nas versões anteriores dos lançadores Soyuz, o motor RD-0124 apresenta como principal diferença a introdução de um sistema de ciclo fechado no qual o gás do oxidante que é utilizado para propulsionar as bombas do motor é então direccionado para a câmara de combustão onde é queimado com restante propolente em vez de ser descartado. Esta melhoria no motor aumenta a performance do sistema e, como consequência, aumenta a capacidade de carga do

lançador em 950 kg. Um propolente especial de ignição é utilizado para activar a combustão do motor e são utilizados dispositivos pirotécnicos para controlar o funcionamento do motor. Cada uma das quatro câmaras de combustão pode ser movimentada ao longo de eixos para manobrar o veículo.

Em 1996 tiveram início os testes do motor RD-0124 e foram finalizados em Fevereiro de 2004 nas instalações da Khimavtomatika em Voronezh. Nesta altura previa-se que a produção em série do novo motor teria início em 2005. A 27 de Dezembro de 2005 teve lugar outro teste do motor, abrindo caminho para os ensaios em grupo de todo o terceiro estágio do lançador 14A14-B Soyuz-2-1B nas instalações da NIIKhimMash em Sergiev Posad.

No início de 2005 a Arianespace anunciava que a primeira missão de teste do foguetão 14A14-1B Soyuz-2-1B teria lugar desde o Cosmódromo GIK-5 Baikonur para colocar em órbita o satélite astronómico CoRoT. Este lançamento dependeria dos resultados de

Em Órbita


novos ensaios do motor RD-0124 que tiveram lugar em Março e Abril de 2006. Um último teste teve lugar a 20 de Outubro de 2006 e o satélite CoRoT acabaria por ser lançado a 21 de Dezembro desse ano12.

O estágio Fregat foi qualificado para voo no ano 2000 e representa um estágio superior flexível e autónomo que foi desenhado para operar como um veículo orbital. O Fregat prolonga as capacidades dos estágios inferiores dos foguetões Soyuz para proporcionar um acesso total a um variado leque de órbitas. Para fornecer ao Fregat uma fiabilidade inicial elevada e acelerar o seu processo de desenvolvimento, vários subsistemas já utilizados em voo e outros componentes de outros veículos e lançadores foram incorporados neste estágio superior.

O estágio consiste em seis tanques esféricos (quatro tanques de propolentes e dois tanques de sistemas aviónicos) colocados em círculo, com longarinas atravessando ao longo dos tanques para fornecer apoio estrutural. O estágio é independente dos estágios inferiores do lançador, possuindo o seu próprio sistema de orientação, navegação, controlo, detecção e telemetria.

O Fregat utiliza um motor S9.98M que consome propolentes hipergólicos (UDMH e NTO) e pode ser reactivado até 20 vezes em voo, permitindo

assim levar a cabo perfis de missões complexas. Pode fornecer uma estabilização nos três eixos espaciais à carga a colocar em órbita ou colocá-la nua situação de estabilização por rotação.

O Fregat pode ser utilizado como estágio superior dos foguetões 11A511U Soyuz-U, 11A511U-FG Soyuz-FG, 14A14-1A Soyuz-2-1A, 14A14-1B Soyuz-2-1B e 11K77 Zenit-3F

12 O satélite CoRoT (29678 2006-063A) foi colocado em órbita ás 1423:38,292UTC do dia 27 de Dezembro de 2006 desde o a Plataforma de Lançamento PU-6 do Complexo de Lançamento LC36 (17P32-6) do Cosmódromo GIK-5 Baikonur por um foguetão 14A14-B Soyuz-2-1B/Fregat (001/1013).

O estágio Fregat: 1 – motor principal S5.92; 2 – tanques de combustível; 3 – depósito de hidrazina; 4 – motores de controlo auxiliar; 5 – tanques de oxidante; 6 – antena do sistema de telemetria; 7 – sistema de controlo; 8 – radiador - cobertura da secção de equipamento; 9 – sistema de detecção e telemetria; 10 – depósito de hélio; 11 – baterias químicas. Esquema: Starsem

Em Órbita


Em Órbita


Lançamento do Cosmos 2471

O satélite Uragan-K n.º 11L foi transportado para o Cosmódromo GIK-1 Plesetsk a 12 de Dezembro de 2010. Nesta altura o lançamento estava previsto para ter lugar a 27 de Dezembro, sendo no entanto adiado para o dia 15 de Fevereiro e depois para 24 de Fevereiro, decisão tomada a 9 de Fevereiro a quando da reunião da Comissão Estatal.

O foguetão 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat (77024208/1035) foi transportado para a Plataforma de Lançamento nº 4 do Complexo de Lançamento LC43 a 20 de Fevereiro. Os preparativos para o lançamento acabaram por ser interrompidos devido a problemas técnicos, dando-se um adiamento de 24 horas. A mesma situação voltou a ocorrer a 25 de Fevereiro, com o lançamento a ser adiado para o dia 26 de Fevereiro.

O lançamento acabou por ter lugar às 0307:15UTC com todas as fases do voo a decorrerem sem problemas. A separação entre o estágio superior Fregat (1035) e o estágio Blok-I teve lugar às 0316UTC, enquanto que a separação entre o satélite Uragan-K n.º 11L e o estágio Fregat ocorreu às 0639UTC.

Após a sua separação o satélite recebeu a designação Cosmos 2471 e iniciou um período de testes em órbita. O satélite deverá estar operacional em finais de 2011.

Em Órbita


Em Órbita


Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo entre nos meses de Janeiro e Fevereiro de 2011. Por debaixo de cada lançamento está referida uma sequência de quatro números que indica respectivamente o apogeu orbital (km), perigeu orbital (km), a inclinação orbital em relação ao equador terrestre (º) e o período orbital (minutos). Estes dados foram fornecidos pelo Space Track. Estes são os dados mais recentes para cada veículo à altura da edição deste número do Boletim Em Órbita.

Data UTC Des. Int. ORAD Designação Lançador Local Peso (kg)

20 Jan. 1229:02 2011-001A 37344 Elektro-L 11K77 Zenit-3SLBF/Fregat-SB (1-2007/1*2001) Baikonur, LC45 PU-1 1.766 (35791 / 35282 / 0,38 / 1436,1) 20 Jan. 2110:30 2011-002A 37348 USA-224 (NRO L-49) Delta-IV Heavy (D352) Vandenberg AFB, SLC-6 ????? Parâmetros orbitais não disponíveis 22 Jan. 0537:57 2011-003A 37351 HTV-2 'Kounotori-2' H-2B (F-2) Tanegashima, Yoshinobu LP-2 16.500 (357 / 348 / 51,65 / 91,59) 28 Jan. 0131:39 2011-004A 37359 Progress M-09M (ISS-41P) 11A511U Soyuz-U (И15000-126) Baikonur, LC1 PU-5 7.290 (357 / 348 / 51,65 / 91,59)

2011-004 Kedr 30 01 Fev. 1400:14 2011-005A 37362 Cosmos 2470 (GEO-IK-2 n.º 11L) 14A05 Rokot/Briz-KM (6309793568/72517) GIK-1 Plesetsk, LC133/3 900 (1062 / 304 / 99,46 / 98,41) 06 Fev. 1226 2011-006A 37364 USA-225 ‘NRO L-66’ Minotaur-I (SLV-10) Vandenberg AFB, SLC-8 Parâmetros orbitais não disponíveis 16 Fev. 2150:55 2011-007A 37368 ATV-2 'Johannes Kepler' Ariane-5ES (V200/L544) CSG Kourou, ELA3 19.702 (357 / 348 / 51,65 / 91,59) 24 Fev. 2153:24 2011-008A 37371 STS-133 / ULF-5 OV-103 Discovery Centro Espacial Kennedy, LC-39A (357 / 348 / 51,65 / 91,59) 26 Fev. 0307 2011-009A 37372 Cosmos 2471 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat (77024208/1035) GIK-1 Plesetsk, LC43/4 750 (19153 / 19129 / 64,77 / 676,16)

Outros Objectos Catalogados

Data Lançamento Des. Int. ORAD Designação Veículo Lançador Local de Lançamento 28 Janeiro 2011-004B 37360 Blok-I 11A511U Soyuz-U (И15000-126) Baikonur, LC1 PU-5 20 Novembro 2010-062L 37361 Nanosail-D2 Minotaur-IV Kodiak, LP-1 01 Fevereiro 2011-005B 37363 Briz-M (72517) 14A05 Rokot/Briz-KM (6309793568/72517) GIK-1 Plesetsk, LC133/3 06 Fevereiro 2011-006B 37365 Pegasus-3 Minotaur-I (SLV-10) Vandenberg AFB, SLC-8 06 Fevereiro 2011-006C 37366 (Destroço) USA-225 Minotaur-I (SLV-10) Vandenberg AFB, SLC-8 06 Fevereiro 2011-006D 37367 (Destroço) USA-225 Minotaur-I (SLV-10) Vandenberg AFB, SLC-8 16 Fevereiro 2011-007B 37369 ESC-ES (L544) Ariane-5ES (V200/L544) CSG Kourou, ELA3 1998-067CG 37370 26 Fevereiro 2011-008B 37373 Blok-I 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat (77024208/1035) GIK-1 Plesetsk, LC43/4 1998-067CH 37374

Em Órbita


Regressos / Reentradas A tabela indica os satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram no mês de Fevereiro de 2011. Estas informações são cedidas pelo Space Track. Ree: reentrou na atmosfera terrestre; Reg: regressou após a missão.

Data Status Des. Int. ORAD Designação Lançador Data Lançamento Local Lançamento D. Órbita

02 Fev. Ree. 1998-040A 25379 Molniya-3 (49) 8K78M Molniya-M/L 01 Julho GIK-1 Plesetsk, LC43/3 4599 02 Fev. Ree. 2006-005D 28942 M-V 4º estágio M-V-8 21 Fevereiro Uchinoura SC, Kagoshima – M-V 1807 04 Fev. Ree. 1993-036AVK 35969 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6442 05 Fev. Ree. 2006-058A 29653 Roadrunner (TacSat-2) Minotaur-1 (SLV-6) 16 Dezembro Wallops Isl., LA-0B 1512 05 Fev. Ree. 1999-025DZ 29831 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 4289 08 Fev. Ree. 1993-036NY 34326 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6446 09 Fev. Ree. 2006-050AM 29571 (Destroço) Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro Vandenberg AFB, SLC-6 1558 09 Fev. Ree. 1993-036Q 33767 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6447 10 Fev. Ree. 1999-025BLB 31221 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 4294 13 Fev. Ree. 1999-025ZH 30296 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 4297 13 Fev. Ree. 1999-025AJG 30518 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 4297 14 Fev. Ree. 1999-025AML 30605 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 4298 14 Fev. Ree. 1982-118F 35411 (Destroço) DMSP 5D-2 F6 Atlas-E (60E) 21 Dezembro Vandenberg AFB, SLC-3W 10282 15 Fev. Ree. 2011-001F 37355 (Destroço) 11K77 Zenit-3SLBF/Fregat-SB (1-2007/1*2001) 20 Janeiro Baikonur, LC45 PU-1 26 15 Fev. Ree. 2011-001G 37356 (Destroço) 11K77 Zenit-3SLBF/Fregat-SB (1-2007/1*2001) 20 Janeiro Baikonur, LC45 PU-1 26 16 Fev. Ree. 1993-036LJ 34137 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6454 17 Fev. Ree. 2011-007B 37369 ESV (V200/L544) Ariane-5ES (V200/L544) 16 Fevereiro CSG Kourou, ELA3 1 18 Fev. Ree. 1997-051JT 34601 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 4902 19 Fev. Ree. 2006-026BJ 32810 (Destroço) Cosmos 2421 11K69 Tsyklon-2 (45092804) 25 Junho GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20 1700 20 Fev. Ree. 2010-044A 37156 Progress M-07M 11A511U Soyuz-U (Б15000-122) 10 Setembro Baikonur, LC31 PU-6 163 21 Fev. Ree. 1993-036YN 34720 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6459 25 Fev. Ree. 2006-050bd 29587 (Destroço) Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro Vandenberg AFB, SLC-6 1574 25 Fev. Ree. 1993-036azk 36382 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6463 26 Fev. Ree. 1998-067CC 37349 (Destroço) ISS 27 Fev. Ree. 1989-101U 28571 (Destroço) 8K82K Proton-K/DM-2 (347-02) 27 Dezembro GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 7732

Em Órbita


Lançamentos orbitais previstos para Abril e Maio de 2011 Dia Lançador Carga Local

Abril 10 PSLV-C16 ResourSat-2 Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl YouthSat, X-Sat 12 Atlas-V/501 NRO L-34 Vandenberg AFB, SLC-3E 19 OV-105 Endeavour STS-134 / ELC-3 / AMS Centro Espacial Kennedy, LC-39A 25 8K82KM Proton-M/Briz-M (93518/99519) SES-3; KazSat-2 Baikonur, LC200 PU-39 27 11A511U Soyuz-U (116) Progress M-10M (ISS-42P) Baikonur, LC1 PU-5 29 14A14-1A Soyuz-2-1A/Fregat (230/1028) Meridian-4 (14L) GIK-1 Plesetsk, LC43/4 30 Atlas-V/401 SBIRS-GEO 1 Cabo Canaveral AFS, SLC-41 ?? CZ-3A Chang Zheng-3A BeiDou-2 IGSO-3 Xi Chang ?? 14A18 Dnepr-1 Sich-2; NX Dombarovskiy, LC13 NigeriaSat-2; RASAT EDUSAT; AprizeSat-5 AprizeSat-6; PQ-Gmini++ 1 PQ-Gmini++ 2; PQ-Gmini++ 3 PQ-Gmini++ 4 ?? PSLV-C17 GSAT-12 Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl Maio 05 Minotaur-IV TacSat-4 Kodiak, LP-1 07 11A511U-FG Soyuz-FG/Fregat (Б15000-033/1019) Kanopus-V n.º 1; BKA Baikonur, LC31 PU-6 MKA-FKI No. 1 (Zond-PP) ADS-1B; TET 11 Ariane-5ECA (V202) ST-8, GSAT-8 CSG Kourou, ELA-3 18 14A14-1A Soyuz-2-1A/Fregat (008/1024) Globalstar (x 6) Baikonur, LC31 PU-6 20 Minotaur-I ORS-1 Wallops Island, LP-0B 20 8K82KM Proton-M/Briz-M (93516/99520) Telstar-14R Baikonur, LC200 PU-39 29 Rokot/Briz-KM (4926391835/72515) Gonets-M n.º 13L GIK-1 Plesetsk, LC133/3 Gonets-M n.º 14L Rodnik, MiR 30 11A511U-FG Soyuz-FG (036) Soyuz TMA-02M (ISS-27S) Baikonur, LC1 PU-5

Em Órbita


Próximos Lançamentos Tripulados ?? de Abril de 2011 Soyuz TMA-21 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Alexander Mikhailovich Samokutyayev (1); Andrei Ivanovich Borisenko (1); Ronald John Garan Jr. (2) Anton Nikolayevich Shkaplerov; Sergei Nikolayevich Revin; Daniel Christopher Burbank

19 de Abril de 2011 STS-134 / ISS-ELC 3 OV-105 Endeavour (25) 10 dias Mark Edward Kelly (4), Gregory Harold Johnson (2), Edward Michael Fincke (3), Gregory Errol Chamitoff (2), Andrew Jay Feustel (2), Roberto Vittori (3)

Em Órbita


30 de Maio de 2011 Soyuz TMA-02M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Sergei Alexandrovich Volkov (2); Michael Edward Fossum (3); Satoshi Furukowa (1) Oleg Dmitriyevich Kononenko; Donald Roy Pettit; André Kuipers

28 de Junho de 2011 STS-135 / ISS-ULF-7 OV-104 Atlantis (33) 11 dias Christopher John Fergusson (3), Douglas Gerald Hurley (2), Sandra Hall Magnus (3), Rex Joseph Walheim (3)

30 de Setembro de 2011 Soyuz TMA-22 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Anton Nikolayevich Shkaplerov (1); Anatoli Alexeiyevich Ivanishin (1); Daniel Christopher Burbank (3) Gennadi Ivanovich Padalka; Konstantin Anatoliyevich Valkov; Joseph Michael Acaba

Em Órbita


30 de ovembro de 2011 Soyuz TMA-03M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Oleg Dmitriyevich Kononenko (1); Donald Roy Pettit (3); André Kuipers (2) Yuri Ivanovich Malenchenko; Sunita Lyn Williams; Akihiko Hoshide

26 de Março de 2012 Soyuz TMA-04M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Gennadi Ivanovich Padalka (4); Konstantin Anatoliyevich Valkov (1); Joseph Michael Acaba (2) Maksim Viktorovich Surayev; Engenheiro de Voo da Rússia; Kevin Anthony Ford 29 de Maio de 2012 Soyuz TMA-05M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Yuri Ivanovich Malenchenko (5); Sunita Lyn Williams (2); Akihiko Hoshide (2) Roman Yuriyevich Romanenko; Chris Austin Hadfield ; Robert Shane Kimbrough 23 de Setembro de 2012 Soyuz TMA-06M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Oleg Viktorovitch Novitsky (1); Yevgeni Igorevich Tarelkin (1); Kevin Anthony Ford (2) Oleg Dmitriyevich Kononenko; Cosmonauta da Rússia; Christopher John Cassidy 20 de ovembro de 2012 Soyuz TMA-07M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Roman Yuriyevich Romanenko (2); Chris Austin Hadfield (3); Thomas Henry Marshburn (1) Cosmonauta da Rússia; Luca Parmitano; Karen Nyberg

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Futuras Expedições na ISS

Expedição 26 Da Expedição 26 fazem parte Scott Joseph Kelly (Comandante - EUA), Alexander Yurievich Kaleri (Rússia), Oleg Ivanovich Skripochka (Rússia), Dmitri Yuriyevich Kondratiyev (Rússia), Catherin Grace Coleman (EUA) e Paolo Nespoli (Itália), sendo estes três últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-20 a 15 de Dezembro de 2010. Kaleri, Skripochka e S. Kelly regressam à Terra a 16 de Março de 2011 a bordo da Soyuz TMA-M.

Expedição 27 A Expedição 27 será composta por Dmitri Yuriyevich Kondratiyev (Comandante - Rússia), Catherin Grace Coleman (EUA), Paolo Nespoli (Itália), Alexander Mikhailovich Samokutyayev (Rússia), Andrei Ivanovich Borisenko (Rússia) e Ranald John Garan, Jr. (EUA), sendo estes três últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-21 em Abril de 2011. Kondratiyev, Coleman e Nespoli regressam à Terra a 16 de Maio de 2011 a bordo da Soyuz TMA-20.

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A Expedição 28 será composta por Andrei Ivanovich Borisenko (Comandante - Rússia), Alexander Mikhailovich Samokutyayev (Rússia), e Ranald John Garan, Jr. (EUA), além de Sergei Alexandrovich Volkov (Rússia), Michael Edward Fossum (EUA) e Satoshi Furokowa (Japão) (lançados a bordo da Soyuz TMA-02M a 30 de Maio de 2011. Samokutyatev, Borisenko e Garan regressam à Terra a 16 de Setembro de 2011.

A Expedição 29 será composta por Michael Edward Fossum (Comandante - EUA), Sergei Alexandrovich Volkov (Rússia), Satoshi Furokowa (Japão), Anton Nikolayevich Shkaplerov (Rússia), Anatoli Alexeievich Ivanishin (Rússia) e Daniel Christopher Burbank (EUA), estes últimos lançados a 30 de Setembro de 2011 a bordo da Soyuz TMA-22. S. Volkov, Fossum e Furokawa regressam à Terra a 16 de Novembro de 2011.

A Expedição 30 será composta por Daniel Burbank (Comandante – EUA), Anton Shkaplerov (Rússia), Anatoli Ivanishin (Rússia), Oleg Kononenko (Rússia), Donald Pettit (EUA) e André Kuipers (Holanda), sendo estes últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-03M a 30 de Novembro de 2011. Ainda não está decidida a data de regresso de Shkaplerov, Ivanishin e Burbank.

A Expedição 31 será composta por Oleg Kononenko (Comandante – Rússia), Donald Pettit (EUA), André Kuipers (Holanda), Gennadi Padalka (Rússia), Konstantin Valkov (Rússia) e Joseph Acaba (EUA), sendo estes três últimos lançados a 26 de Março de 2012 a bordo da Soyuz TMA-04M.

A Expedição 32 será composta por Gennadi Padalka (Comandante – Rússia), Konstantin Valkov (Rússia), Joseph Acaba (EUA), Yuri Malenchenko (Rússia), Sunita Williams (EUA) e Akihiko Hoshide (Japão), sendo estes três últimos lançados a 29 de Maio de 2012 a bordo da Soyuz TMA-05M.

A Expedição 33 será composta por Sunita Williams (Comandante – EUA), Yuri Malenchenko (Rússia), Akihiko Hoshide (Japão), Oleg Novitsky (Rússia), Yevgeni Tarelkin (Rússia) e Kevin Ford (EUA), sendo estes três últimos lançados a 23 de Setembro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-06M.

A Expedição 34 será composta por Kevin Ford (Comandante – EUA), Oleg Novitsky (Rússia), Yevgeni Tarelkin (Rússia), Roman Romanenko (Rússia), Chris Hadfield Canadá) e Thomas Marshburn (EUA), sendo estes três últimos lançados a 20 de Novembro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-07M.

A Expedição 35 será composta por Chris Hadfield (Comandante – Canadá), Roman Romanenko (Rússia), Thomas Marshburn (EUA) e três novos membros ainda não designados.

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Cronologia Astronáutica (LXV)

Por Manuel Montes -1947: O professor Ulam, do laboratório Los Alamos, propõe propulsionar uma grande nave espacial à base de múltiplas e pequenas explosões nucleares em sequência. A ideia desperta interesse e será examinada a fundo no futuro.

-1947: Iniciam-se no Journal da British Interplanetary Society uma série de artigos dedicados à propulsão nuclear, redigidos por Leslie R. Shepherd e A.V. Cleaver. Apesar das suas fontes serem exclusivamente não classificadas, desenvolvem uma grande quantidade de conceitos, a maioria deles todavia demasiado arrojados para a tecnologia do momento.

-Princípios de 1947: Nos Estados Unidos chega-se à conclusão de que os mísseis de cruzeiro serão mais eficazes para transportar engenhos nucleares, de modo que se reduzem ao mínimo os fundos destinados ao estudo dos mísseis balísticos. Pela mesma razão, inicia-se o desenvolvimento do míssil de cruzeiro Navaho (MX-770), planeado em Abril de 1946 como um veículo alado de 250 a 800 km de alcance. Do Navaho se encarregará a companhia 6orth American, que se encontrará com formidáveis desafios, já que deverá ser o veículo aerodinâmico mais avançado jamais construído. Tanto é assim que deverá ser precedido pela serie experimental X-10 para ensaios tecnológicos.

-Janeiro de 1947: Korolev, reconhecendo as limitações da V-2 alemã, propõe ao governo o desenvolvimento do míssil R-2, que duplicará o seu alcance. Mas a solicitação é negada momentaneamente, ordenando-se só uma simples cópia da V-2 (o míssil chamado R-1).

-10 de Janeiro de 1947: É lançada a V-2 número 18 desde White Sands, a qual alcança 116 km de altitude. A sua missão é realizar medições dos raios cósmicos. Tem êxito, apesar de que aos 40 segundos desenvolve um pequeno movimento rotatório devido a um problema na orientação.

-14 de Janeiro de 1947: O Applied Physics Laboratory apresenta o seu relatório sobre foguetões de propulsão nuclear, no qual confirma que estes são possíveis, apesar de persistirem muitas incógnitas tecnológicas e de custo.

-16 de Janeiro de 1947: A alta demanda desde diversos âmbitos (científicos, militares, académicos, etc.) da utilização dos mísseis V-2 para experiências propicia a formação do Upper Atmosphere Research Panel, que se encarregará de arbitrar os recursos disponíveis e as prioridades.

-24 de Janeiro de 1947: Despega a V-2 número 19. Trata-se de um voo de ensaio para o novo sistema de auto pilotagem da General

Electric. Porém, o motor não proporciona impulso suficiente e o míssil gira sobre si próprio e alcança só 47 km. Erros no sistema da GE ocasionam uma trajectória em espiral.

-Fevereiro de 1947: Depois de uns meses na Alemanha, Korolev regressa à URSS. Com mais tranquilidade, tanto ele como Tikhonravov começam a idealizar formas de incluir homens em futuros experimentos espaciais. Entretanto, na academia Zhukovsky fala-se de dotar de etapas superiores um míssil para lançar um satélite artificial. O foguetão chamar-se-ia TT-1. Pela sua parte, os técnicos do OTK produzem uma obra em 13 volumes que resume o que foi aprendido da tecnologia alemã sobre veículos a reacção. Neste sentido, Korolev insiste na necessidade de eleger um polígono para os lançamentos de ensaio das V-2 e dos R-1.

-1 de Fevereiro de 1947: Após o primeiro relatório, o Projecto RAND consolida-se como um autêntico “think tank”. Um novo encargo em Julho de 1946 desemboca numa série de onze artigos sobre foguetões e satélites, nos quais se examinam todo tipo de aspectos, incluindo o seu interessante potencial para actuar como plataformas para o reconhecimento fotográfico. Esta serie de relatórios servirá como base para que empresas possam formular as suas próprias propostas em torno do problema. Deste modo, estabelece-se como ponto de partida ideal o desenho de um foguetão de três etapas propulsionado por hidrogénio e oxigénio líquidos.

-7 de Fevereiro de 1947: Um relatório militar chamado "Feasibility of 6uclear Powered Rockets and Ramjets" estuda a aplicação da propulsão nuclear no míssil MX-770. O trabalho servirá para identificar a maioria dos problemas que depois surgirão no Projecto Rover.

-13 de Fevereiro de 1947: O jornal Sacramento Bee publica o artigo "A Trip to the Moon and Back", no qual se examina a utilização de vaivéns espaciais para viajar à Lua. Tais veículos serão lançados desde grandes aviões e portanto desde o ar.

-17 de Fevereiro de 1947: O míssil Tiny Tim-27 despega com 308 kg de lastre em forma de chumbo para permitir a medição do tempo de combustão e a aceleração.

Em Órbita


-18 de Fevereiro de 1947: É lançado desde White Sands o WAC Corporal-B número 16. É ensaiado um pára-quedas e um cone novo. Ambos são recuperados depois de alcançar uns 44 km de altitude.

-20 de Fevereiro de 1947: A V-2 número 20 despega desde White Sands, levando a cabo a missão denominada Blossom-I (devido à configuração dos seus pára-quedas). Alcança os 109 km de altitude e a cápsula é recuperada com os seus conteúdos (moscas da fruta, sementes e câmaras). O seu objectivo consistiu em estudar as condições da ionosfera e a recuperação da carga biológica uma vez exposta à radiação cósmica.

-24 de Fevereiro de 1947: O WAC Corporal-B número 17 é lançado desde White Sands. O seu pára-quedas de fibra de vidro falha e portanto não pode ser recuperado. Alcança 73 km de altitude.

-Março de 1947: Os britânicos seleccionam a região australiana de Woomera como polígono para o ensaio dos seus mísseis. A zona está basicamente despovoada, mas existem alguns aborígenes que requerem atenção.

-3 de Março de 1947: O WAC Corporal-B número 18 alcança os 63 km de altitude, tentando a missão falhada do seu antecessor. Nesta ocasião o pára-quedas abre-se e o míssil é recuperado com poucos danos.

-7 de Março de 1947: A V-2 número 21, patrocinada pela Marina, despega desde White Sands num voo fotográfico e de medição da radiação solar e cósmica. O Míssil desintegra-se ao reentrar na atmosfera, mas logra as primeiras fotografias a 160 km de altitude.

-14 de Março de 1947: Celebra-se uma importante reunião no Kremlin. Nela, presidida por Estaline, discutem-se vários aspectos relacionados com o espaço e com os mísseis. Por exemplo, analisam-se com detalhe as propostas de Sänger com o seu bombardeiro antipodal, que são muito atractivas, ao ponto de se organizar em 1948 uma viagem à Alemanha para capturar o engenheiro. Porém, este será antes encontrado por agentes franceses e será levado para a França onde permanecerá vários anos. Pior ainda, o oficial enviado para o sequestro, Grigoriy A. Tokaty-Tokayev, aproveitará para fugir para o Ocidente. Na reunião com Estaline serão discutidos outros assuntos, como a necessidade de se criarem mísseis mais potentes que l V-2 para poder competir com os americanos, assim como a possibilidade de lançar um satélite com ditos mísseis, proposta que recebe no princípio muitas críticas. Estaline sugere a criação de uma Comissão de Estado para estudar a fundo o problema dos mísseis de longo alcance. As adaptações soviéticas da V-2 não são efectivas para alcançar o continente americano (só chegam até aos 300

km), e a versão melhorada idealizada pelos alemães (R-10) resultará de inferior capacidade. Impõe-se pois o desenvolvimento de um sistema mais potente que possa viajar a maior distancia, e a proposta de Sänger é um bom candidato para tal.

ota sobre o autor: Nascido em 1965, Manuel Montes Palacio, é um escritor freelancer e divulgador científico desde 1989, especializando-se em temas relacionados com a Astronáutica e Astronomia. Pertence a diversas associações espanholas e internacionais, tais como a Sociedad Astronómica de España y América e a British Interplanetary Society, tendo colaborado com centenas de artigos para um grande número de publicações, entre elas a britânica Spaceflight e as espanholas Muy Interessante, Quo, On-Off, Tecnología Militar, Universo e Historia y Vida. Actualmente elabora semanalmente o boletim gratuito “6oticias del Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “6oticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “6C&T Plus”, participando também na realização dos conteúdos do canal científico da página “Terra”.

Em Órbita


Estatísticas do Voo Espacial tripulado Esta secção do Em Órbita será dedicada a estabelecer as estatísticas relacionadas com o programa espacial tripulado em geral.

Os 10 mais experientes

Sergei Konstantinovich Krikalev (Soyuz TM-7; Soyuz TM-12; STS-60; STS-80; Soyuz TM-31; Soyuz TMA-6) Tempo total de voo: 803d 09h 33m 29s

Sergei Vasilyevich Avdeyev (Soyuz TM-15; Soyuz TM-22; Soyuz TM-28) Tempo total de voo: 747d 14h 14m 11s – 14 de Fevereiro de 2003

Valeri Vladimirovich Polyakov (Soyuz TM-6; Soyuz TM-18) Tempo Total de voo: 678d 16h 33m 36s – 1 de Junho de 1995

Anatoli Yakovlevich Solovyov (Soyuz TM-5; Soyuz TM-9; Soyuz TM-15; STS-71; Soyuz TM-26) Tempo total de voo: 651d 00h 02m 00s – 2 de Fevereiro de 1999

Alexander Yurievich Kaleri (Soyuz TM-14; Soyuz TM-24; Soyuz TM-30; Soyuz TMA-3) Tempo total de voo: 610d 03h 40m 59s

Gennadi Ivanovich Padalka (Soyuz TM-28, TMA-4, TMA-14) Tempo total de voo: 585d 06h 30m XXs

Victor Mikhailovich Afanasyev (Soyuz TM-11; Soyuz TM-18; Soyuz TM-29; Soyuz TM-33) Tempo total de voo: 555d 18h 28m 48s – 17 de Abril de 2006

Yuri Vladimirovich Usachyov (Soyuz TM-18; Soyuz TM-23; STS-101; STS-102) Tempo total de voo: 552d 22h 19m 12S – 5 de Abril de 2004

Musa Khiramanovich Manarov (Soyuz TM-4; Soyuz TM-11) Tempo total de voo: 541d 00h 28m 48s – 23 de Julho de 1992

Yuri Ivanovich Malenchenko (Soyuz TM-19; STS-106; Soyuz TMA-2; Soyuz TMA-11) Tempo total de voo: 514d 11h 58m XXs

As datas após o ‘Tempo total de voo’ indicam a altura em que deixou o activo.

Em Órbita


Os 10 voos mais longos Valeri Vladimirovich Polyakov 437d 16h 48m 00s Soyuz TM-18 (Mir EO-15/16/17) De 8 de Janeiro de 1994 (Soyuz TM-18) a 22 de Março de 1995 (Soyuz TM-20) Sergei Vasilyevich Avdeyev 379d 14h 24m 00s Soyuz TM-28 (Mir EO-26/27) De 13 de Agosto de 1998 (Soyuz TM-28) a 28 de Agosto de 1999 (Soyuz TM-29) Musa Khiramanovich Manarov 365d 21h 36m 00s Soyuz TM-4 (Mir EO-3) De 21 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-4) a 21 de Dezembro de 1988 (Soyuz TM-6) Vladimir Georgievich Titov 365d 21h 36m 00s Soyuz TM-4 (Mir EO-3) De 21 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-4) a 21 de Dezembro de 1988 (Soyuz TM-6) Yuri Viktorovich Romanenko 326d 12h 00m 00s Soyuz TM-2 (Mir EO-2/3) De 5 de Fevereiro de 1987 (Soyuz TM-2 )a 29 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-3) Sergei Konstantinovich Krikalev 311d 19h 12m 00s Soyuz TM-12 (Mir EO-9/10) De 18 de Maio de 1991 (Soyuz TM-12) a 25 de Março de 1992 (Soyuz TM-13) Valeri Vladimirovich Polyakov 240d 21h 36m 00s Soyuz TM-6 (Mir EO-3/4) De 29 de Agosto de 1988 (Soyuz TM-6) a 27 de Abril de 1989 (Soyuz TM-7) Leonid Denisovich Kizim 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11) Vladimir Alexeievich Solovyov 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11) Oleg Yurievich Atkov 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11)

Os 10 menos experientes Gherman Stepanovich Titov 1d 01h 18m 00s Vostok-2 Boris Borisovich Yegorov 1d 00h 17m 03s Voskhod-2 Konstantin Petrovich Feoktistov 1d 00h 17m 03s Voskhod-2 Yang Liwei 0d 21h 21m 36s Shenzhou-5 Virgil Ivan 'Gus' Grissom 0d 05h 08m 37s MR-4 Literty Bell-7 Malcom Scott Carpenter 0d 04h 56m 05s MA-7 Aurora-7 Yuri Alexeievich Gagarin 0d 01h 48m 00s Vostok-1 Sharon Christa McAuliffe 0d 00h 01m 13s STS-51L Challenger Gregory Bruce Jarvis 0d 00h 01m 13s STS-51L Challenger Michael John Smith 0d 00h 01m 13s STS-51L Challenger

Os 10 mais experientes em AEV Anatoli Yakovlevich Solovyov 69h 42m – 14 Michael Eladio Lopez-Alegria 67h 40m – 10 Jerry Lynn Ross 58h 32m – 9 John Mace Grunsfeld 58h 30m – 8 Steven Lee Smith 49h 48m – 7 Scott Eduard Parazynski 47h 05m – 7 Joseph Richard Tanner 46h 29m – 7 Robert Lee Curbeam 45h 34m – 7 ikolai Mikhailovich Budarin 44h 25m – 9 Douglas harry Wheelock 43h 30m – 6 James Hansen ewman 43h 01m – 6

Cosmonautas e Astronautas Segundo a FAI 519 Segundo a USAF 525 Cosmonautas e Astronautas em órbita 516

Em Órbita


úmero de cosmonautas e astronautas por país em órbita (segundo a Federação Astronáutica Internacional)

Rússia 108 Canadá 9 Espanha 1

Estados Unidos 331 Arábia Saudita 1 Eslováquia 1

Checoslováquia 1 Holanda 2 África do Sul 1

Polónia 1 México 1 Israel 1

Alemanha 10 Síria 1 China 6

Bulgária 2 Afeganistão 1 Brasil 1

Hungria 1 Japão 8 Suécia 1

Vietname 1 Reino Unido 1 Malásia 1

Cuba 1 Áustria 1 Coreia do Sul 1

Mongólia 1 Bélgica 2

Roménia 1 Suíça 1 TOTAL – 517

França 9 Itália 5

Índia 1 Ucrânia 1

Em Órbita


Explicação dos Termos Técnicos Impulso específico (Ies) – Parâmetro que mede as potencialidades do combustível (propulsor) de um motor. Expressa-se em segundos e equivale ao tempo durante o qual 1kg desse combustível consegue gerar um impulso de 10N (Newton). É medido dividindo a velocidade de ejecção dos gases de escape pela aceleração da gravidade. Quando maior é o impulso específico maior será o rendimento do propulsante e, consequentemente, do motor. O impulso específico (em vácuo) define a força em kgf gerada pelo motor por kg de combustível consumido por tempo (em segundos) de funcionamento:

(kgf/(kg/s)) = s Quanto maior é o valor do impulso específico, mais eficiente é o motor.

Tempo de queima (Tq) – Tempo total durante o qual o motor funciona. No caso de motores a combustível sólido representa o valor do tempo que decorre desde a ignição até ao consumo total do combustível (de salientar que os propulsores a combustível sólido não podem ser desactivados após a entrada em ignição). No caso dos motores a combustível líquido é o tempo médio de operação para uma única ignição. Este valor é usualmente superior ao tempo de propulsão quando o motor é utilizado num determinado estágio. É necessário ter em conta que o tempo de queima de um motor que pode ser reactivado múltiplas vezes, é bastante superior ao tempo de queima numa dada utilização (voo).

Impulso específico ao nível do mar (Ies-nm) – Impulso específico medido ao nível do mar.

Órbita de transferência – É uma órbita temporária para um determinado satélite entre a sua órbita inicial e a sua órbita final. Após o lançamento e a sua colocação numa órbita de transferência, o satélite é gradualmente manobrado e colocado a sua órbita final.

Órbita de deriva – É o último passo antes da órbita geostacionária, uma órbita circular cuja altitude é de aproximadamente 36000 km.

Fracção de deriva – É a velocidade de um satélite movendo-se numa direcção longitudinal quando observado a partir da Terra.

Órbita terrestre baixa – São órbitas em torno da Terra com altitude que variam entre os 160 km e os 2000 km acima da superfície terrestre.

Órbita terrestre média – São órbitas em torno da Terra com altitudes que variam entre os 2000 km e os 35786 km (órbita geostacionária). São também designadas órbitas circulares intermédias.

Órbita geostacionária – São órbitas acima do equador terrestre e com excentricidade 0 (zero). Visto do solo, um objecto colocado numa destas órbitas parece estacionário no céu. A posição do satélite irá unicamente ser diferenciada pela sai longitude, pois a latitude é sempre 0º (zero graus).

Órbita polar – São órbitas nas quais os satélites passam sobre o perto dos pólos de um corpo celeste. As suas inclinações orbitais são de (ou aproximadas a) 90º em relação ao equador terrestre.

Delta-v – Em astrodinânica o delta-v é um escalar com unidades de velocidade que mede a quantidade de «esforço» necessário para levar a cabo uma manobra orbital. É definido como

Onde T é a força instantânea e m é a massa instantânea. Na ausência de forças exteriores, e quando a força é aplicada numa direcção constante, a expressão em cima simplifica para

, que é simplesmente a magnitude da mudança de velocidade.

Em Órbita


Parâmetros orbitais Apogeu: ponto de altitude máxima da órbita.

Perigeu: ponto de altitude mínima da órbita.

odos ascendente e descendente da órbita: são os pontos de intersecção da órbita com o plano equatorial. Nodo ascendente é aquele que o satélite atravessa no Equador quando se dirige do Sul para o Norte. Nodo descendente é aquele que o satélite atravessa no Equador quando se dirige do Norte para o Sul. A “linha dos nodos” é aquela que liga os nodos ascendente e descendente, passando pelo centro da Terra.

Inclinação (I): ângulo entre o plano orbital do satélite e o plano equatorial da Terra. Inclinações próximas a 0º correspondem às chamadas órbitas equatoriais. Inclinações próximas a 90º correspondem às chamadas órbitas polares pois cobrem os dois pólos. Órbitas com inclinação entre 0º e 90º rodam no mesmo sentido que a Terra (Oeste - Este) e por isso são denominadas de "progressivas". Órbitas com inclinação maior que 90º rodam no sentido contrário à Terra (Este - Oeste) e por isso são chamadas de "retrógradas". Inclinações maiores que 50º e menores que 130º correspondem a órbitas "polares" pois atingem latitudes altas. Inclinações menores que 40º correspondem a órbitas próximas ao Equador.

Ascensão recta do nodo ascendente (Right Ascension of Ascending ode - RAA -Ω ): ângulo entre o primeiro ponto de Aires e o nodo ascendente. Segundo valor que alinha a elipse orbital no espaço, considerando que a inclinação é o primeiro.

Argumento do perigeu (Argument of perigee -ϖ ): é o ângulo medido no plano orbital, na direcção do movimento, do nodo ascendente ao perigeu. É o ângulo entre o eixo maior da elipse (linha entre o perigeu e o apogeu) e a linha dos nodos, medido no plano da órbita. Varia entre 0° e 360°, sendo igual a 0º quando o perigeu está no nodo ascendente, e 180º quando o satélite está mais longe da Terra (apogeu) cruzando o Equador em movimento ascendente. Determina a posição da elipse orbital no plano orbital, visto que a inclinação I e a ascensão recta Ω determinam a posição do plano orbital no espaço.

Excentricidade: determina a forma da elipse orbital. Círculo: Excentricidade = 0; Elipse longa e estreita: Excentricidade = 1.

Movimentação média (Mean motion - n): velocidade angular média do satélite (em revoluções por dia) em uma órbita elíptica: n =

2.π /T onde T é o período orbital. Parâmetro relacionado com o tamanho da órbita (distância do satélite à Terra).

Anomalia média (Mean anomaly - M): especificação da posição do satélite na órbita numa dada época. Ângulo medido a partir do perigeu na direcção do movimento do satélite, que um satélite teria se se movesse em velocidade angular constante.

Anomalia verdadeira: ângulo no plano orbital do satélite entre o perigeu e a posição do satélite medido na direcção do movimento do satélite.

Elementos keplerianos: descrevem a forma e orientação de uma órbita elíptica em torno da Terra, bem como a posição de um satélite naquela órbita em uma dada época (data e hora de referência): argumento do perigeu, ascensão recta do nodo ascendente, anomalia média, semi-eixo maior, inclinação e excentricidade.

Perturbações: existem os seguintes tipos de perturbações: Geopotencial - devido ao achatamento terrestre, ou seja, ao desvio principal da Terra em relação à forma esférica; altera a orientação do plano orbital no espaço sem alterar a inclinação; altera a orientação da elipse no plano orbital; Atracão lunissolar - devido às acções atractivas do Sol e da Lua; afecta todos os elementos orbitais, diminuindo a altura do perigeu e, consequentemente, afectando o tempo de vida do satélite; Arrasto (atrito) atmosférico - devido ao atrito com a atmosfera; diminuição do semi-eixo maior, da excentricidade e do período de revolução.

Em Órbita


Combustíveis e Oxidantes 2O4 – Tetróxido de itrogénio (Peróxido de Azoto); De uma forma simples pode-se dizer que o oxidante N2O4 consiste no tetróxido em equilíbrio com uma pequena quantidade de dióxido de nitrogénio. No seu estado puro o N2O4 contém menos de 0,1% de água. O N2O4 tem uma coloração vermelho acastanhada tanto nas suas fases líquida como gasosa, sendo incolor na fase sólida. Este oxidante é muito reactivo e tóxico, tendo um cheiro ácido muito desagradável. Não é inflamável com o ar, no entanto inflamará materiais combustíveis. Surpreendentemente não é sensível ao choque mecânico, calor ou qualquer tipo de detonação. O N2O4 é fabricado através da oxidação catalítica da amónia, onde o vapor é utilizado como diluente para reduzir a temperatura de combustão. Grande parte da água condensada é expelida e os gases ainda mais arrefecidos, sendo o óxido nítrico oxidado em dióxido de nitrogénio. A água restante é removida em forma de ácido nítrico. O gás resultante é essencialmente tetróxido de nitrogénio puro. Tem uma densidade de 1,45 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -11,0ºC e o seu ponto de ebulição a 21,0ºC.

UDMH ( (CH3)2H2 ) – Unsymmetrical Dimethylhydrazine (Hidrazina Dimetil Assimétrica); O UDMH é um líquido altamente tóxico e volátil que absorve oxigénio e dióxido de carbono. O seu odor é ligeiramente amoniacal. É completamente miscível com a água, com combustíveis provenientes do petróleo e com o etanol. É extremamente sensível aos choques e os seus vapores são altamente inflamáveis ao contacto com o ar em concentrações de 2,5% a 95,0%. Tem uma densidade de 0,79g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a -57,0ºC e o seu ponto de ebulição a 63,0ºC.

LOX – Oxigénio Líquido; O LOX é um líquido altamente puro (99,5%) e tem uma cor ligeiramente azulada, é transparente e não tem cheiro característico. Não é combustível, mas dar vigor a qualquer combustão. Apesar de ser estável, isto é resistente ao choque, a mistura do LOX com outros combustíveis torna-os altamente instáveis e sensíveis aos choques. O oxigénio gasoso pode formar misturas com os vapores provenientes dos combustíveis, misturas essas que podem explodir em contacto com a electricidade estática, chamas, descargas eléctricas ou outras fontes de ignição. O LOX é obtido a partir do ar como produto de destilação. Tem uma densidade de 1,14 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -219,0ºC e o seu ponto de ebulição a -183,0ºC.

LH2 – Hidrogénio Líquido; O LH2 é um líquido em equilíbrio cuja composição é de 99,79% de para-hidrogénio e 0,21 orto-hidrogénio. O LH2 é transparente e som odor característico, sendo incolor na fase gasosa. Não sendo tóxico, é um líquido altamente inflamável. O LH2 é um bi-produto da refinação do petróleo e oxidação parcial do fuelóleo daí resultante. O hidrogénio gasoso é purificado em 99,999% e posteriormente liquidificado na presença de óxidos metálicos paramagnéticos. Os óxidos metálicos catalisam a transformação orto-para do hidrogénio (o hidrogénio recém catalisado consiste numa mistura orto-para de 3:1 e não pode ser armazenada devido ao calor exotérmico da conversão). Tem uma densidade de 0,07 g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a -259,0ºC e o seu ponto de ebulição a -253,0ºC.

H4ClO4 – Perclorato de Amónia; O NH4ClO4 é um sal sólido branco do ácido perclorato e tal como outros percloratos, é um potente oxidante. A sua produção é feita a partir da reacção entre a amónia e ácido perclorato ou por composição entre o sal de amónia e o perclorato de sódio. Cristaliza em romboedros incolores com uma densidade relativa de 1,95. É o menos solúvel de todos os sais de amónia. Decompõe-se antes da fusão. Quando ingerido pode causar irritação gastrointestinal e a sua inalação causa irritação do tracto respiratório ou edemas pulmonares. Quando em contacto com a pele ou com os olhos pode causar irritação.

Em Órbita n.º 108 Março de 2011

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