Em Órbita n.º 125 - Junho de 2012

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Em Órbita – Vol.12 – .º 125 / Junho de 2012 1

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Em Órbita n.º 125 (Vol. 12) – Junho de 2012

a Capa: Gennady Padalka, Comandante da Soyuz TMA-04M. Imagem: YGCTC.

Índice A missão da Soyuz TMA-04M – Expedição 31/32 4 Lançamentos orbitais em Maio de 2012 37 Atlas-V lança segundo AEHF 38 China lança segundo Tianhui 50 Yaogan-14 e Tiantui-1 54 Missão comercial do Ariane-5ECA 63 O último Soyuz-U desde Plesetsk 73 A primeira missão comercial do H-2A 86 imiq-6 em órbita 95 Quadro de lançamentos recentes 108 Outros objectos catalogados 110 Regressos / Reentradas 112 Lançamentos orbitais previstos para Junho e Julho de 2012 113 Próximos lançamentos tripulados 114 Futuras Expedições na ISS 116 Lançamentos Suborbitais 117 Cronologia Astronáutica (LXXVIII) 118 Explicação dos termos técnicos 119

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.

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Voo espacial tripulado

A missão Soyuz TMA-04M – Expedição 31/32 A 15 de Maio de 2012 a Rússia levou a cabo com sucesso o lançamento de mais uma missão espacial tripulada. Os três novos tripulantes lançados a bordo da Soyuz TMA-04M integram a Expedição 31 e a Expedição 32.

Decorrendo entre 27 de Abril e 1 de Julho de 2012, os principais objectivos a levar a cabo durante a Expedição 31 são:

• Apoio operacional na acoplagem do veículo de carga SpX-D3 com o módulo Harmony;

• Lançamento de dois membros russos e um membro norte-americano a bordo da Soyuz TMA-04M;

• Acoplagem do veículo Soyuz TMA-04M com o módulo MRM-2 Poisk;

• Suporte operacional para a carga e separação do veículo de carga SpX-D3 do módulo Harmony;

• Descarga parcial do veículo de carga Progress M-15M;

• Suporte operacional para a carga e separação da Soyuz TMA-03M do módulo Rassvet (regresso dos membros da Expedição 30/31);

• Apoio à funcionalidade da ISS;

• Realização das experiências e do programa de aplicações científicas;

A Expedição 31 consiste de três elementos entre 27 de Abril e 17 de Maio de 2012 e de 6 membros entre 17 de Maio e 1 de Julho de 2012.

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A tripulação da Soyuz TMA-04M

A tripulação principal da Soyuz TMA-04M foi composta pelo cosmonauta russo Gennadi Ivanovich Padalka (Comandante da Soyuz TMA-04M, Engenheiro de Voo da ISS na Expedição 31 e Comandante da Expedição 32), pelo cosmonauta russo Sergei Nikolayevich Revin (Engenheiro de Voo n.º 1 da Soyuz TMA-04M e Engenheiro de Voo da Expedição 31/32), e pelo astronauta norte-americano Joseph Michael Acaba (Engenheiro de Voo n.º 2 da Soyuz TMA-04M e Engenheiro de Voo da Expedição 31/32).

A tripulação suplente da Soyuz TMA-04M foi composta por dois russos e um norte-americano. Da esquerda para a direita Kevin Anthony Ford, Oleg Viktorovich Novitsky e Yevgeni Igorevich Tarelkin.

A tripulação principal da Soyuz TMA-04M. Da esquerda: Joseph Michael Acaba, Gennadi Ivanovich Padalka e Sergei Nikolayevich Revin. Imagem: NASA.

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012 7

Gennadi Ivanovich Padalka (Гeннадий Иванович Падалка) – Coronel reformado da Força Aérea Russa, Piloto Cosmonauta da Federação Russa e Cosmonauta do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, Gennadi Ivanovich Padalka nasceu a 21 de Junho de 1958 em Krasnodar, Rússia.

Em 1979 formou-se na Escola Superior Militar de Pilotos de Eisk ‘V. M. Komarov’ e em 1994, após frequentar o Centro Internacional de Sistemas de Treino, obteve a qualificação de Engenheiro Ecologista e o grau de Mestre em Monitorização Ecológica. Em 2007 formou-se na Academia de Serviço do Governo Russo.

Os seus principais hobbys são o teatro, jogos desportivos, natação, esqui, badmington e pára-quedismo. Em Abril de 2005 tripulou o balão ‘Santa Rússia’ sobre o Pólo Norte.

Entre 1979 e 1984 serviu como piloto, piloto principal, em regimentos de caças bombardeiros no grupo de forças soviéticas na Alemanha Democrática e entre 1984 e 1989 serviu em unidades da força aérea na região militar do Extremo Oriente. É Piloto Molitar de 1º Classe. Na altura da sua entrada para o destacamento de cosmonautas havia pilotado os aviões L-29, MiG-15UTI, MiG-17, Su-7B, Su-7U, Su-7BM e Su-24, acumulando mais de 1.200 horas de voo e realizado mais de 300 saltos de pára-quedas. Ingressou da equipa de cosmonautas em 1989.

Entre Junho de 1989 e Janeiro de 1991 frequentou o curso geral de cosmonauta no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin. A 1 de Fevereiro de 1991 foi-lhe conferida a qualificação de cosmonauta-teste por decisão do Comité de Qualificação Interdepartamental. Entre 1991 e 1996 levou a cabo sessões de treino no programa de voos à estação espacial Mir.

Entre Setembro de 1996 e Julho de 1997 levou a cabo sessões de treino como comandante suplente de uma tripulação da qual também fazia parte Sergei Vasilyevich Avdeyev (Rússia) e Jean-Pierre Haigneré (França). Em 1997 serviu como suplente de Anatoli Yakovlevich Solovyov, comandante da Soyuz TM-26. Entre Outubro de 1997 e Julho de 1998 treinou como comandante da

tripulação principal composta por Sergei V. Avdeyev e Yuri Mikhailovich Baturin (Rússia). A sua primeira missão espacial decorreu entre 13 de Agosto de 1998 e 28 de Fevereiro de 1999 como comandante da Soyuz TM-28 e a bordo do complexo orbital Mir juntamente com Sergei V. Avdeyev e Yuri M. Baturin. Durante a sua permanência em órbita levou a cabo uma actividade extraveícular e uma transferência para o módulo Spektr que se encontrava despressurizado, num tempo total de operações de 6 horas e 26 minutos. A sua missão teve uma duração de 198 dias 16 horas 31 minutos e 20 segundos, tornando-se no 88º cosmonauta russo e no 381º ser humano a realizar um voo espacial orbital (juntamente com Yuri Mikhailovich Baturin).

A 3 de Fevereiro de 1999 foi nomeado como comandante de uma tripulação suplente juntamente com o cosmonauta Sergei Yevgeniyevich Treschev por decisão da Agência Espacial Russa, porém a

1 de Junho desse mesmo ano foi tomada a decisão de se manter a estação espacial Mir em modo não tripulado desde Agosto de 1999 e a tripulação foi dissolvida. Entre 15 de Junho de 1999 e 6 de Julho de 2000 levou a cabo sessões de treino como comandante da tripulação principal da missão ISS-1R para um voo ao módulo de serviço Zvezda em caso de falha na acoplagem automática com a ISS. Desta tripulação também fazia parte Nikolai Mikhailovich Budarin. A partir de Novembro de 2000 começou a participar nas sessões de treino do programa ISS-4 juntamente com Edward Michael Finck e Stephen Kern Robinson, servindo como comandante suplente.

A sua segunda missão espacial decorreu entre 19 de Abril e 24 de Outubro de 2004 como comandante da Expedição 9 e comandante da Soyuz TMA-4. A tripulação da expedição recebeu e descarregou os veículos de carga progress M-49 e Progress M-50, executou quatro elevações da órbita da ISS, restabeleceu a energia do CMG-2, reparou

o sistema de regeração de oxigénio EMU e Electron-VM, e executou experiências científicas e pesquisas ao abrigo de programas de investigação russos, norte-americanos e europeus. Durante a expedição executou quatro actividades extraveículares com uma


duração total de 15 horas e 44 minutos. A duração da sua missão foi de 187 dias 21 horas 16 minutos e 9 segundos, tornando-se no 60º cosmonauta russo e no 254º ser humano a realizar duas missões espaciais orbitais.

Em Maio de 2008, e juntamente com o astronauta norte-americano Michael Reed Barratt, começou a levar a cabo sessões de treino como comandante suplente da Expedição 18. Em 18 e 19 de Setembro os dois homens passaram os testes de voo com excelentes qualificações, servindo posteriormente como suplentes no lançamento da Soyuz TMA-13 a 12 de Outubro de 2008. A 3 e 4 de Março, juntamente com Michael R. Barratt e com o participante no voo espacial Charles Simonyi, passaram os testes de voo com

excelentes qualificações acabando por ser lançado na sua terceira missão espacial a 26 de Março de 2009 a bordo da Soyuz TMA-14 como membro da Expedição 19/20 que terminou a 11 de Outubro de 2009. Esta missão teve uma duração de 198 dias 16 horas 42 minutos e 55 segundos, tornando-se no 34º cosmonauta russo e no 167º ser humano a realizar três missões espaciais orbitais.

Em Janeiro de 2010 era anunciado que Gennady Padalka havia sido nomeado como comandante suplente da Expedição 29 à ISS, sendo posteriormente anunciada a sua nomeação para a tripulação principal da Expedição 31/32, com a sua nomeação a ser oficialmente confirmada pela NASA a 8 de Julho. A 26 de Abril de 2010 era cerificado como cosmonauta do destacamento do do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin. Em Janeiro de 2011 participava em sessões de treino de sobrevivência numa floresta perto

de Moscovo como comandante da tripulação preliminar composta pelo astronauta norte-americano Joseph Michael Acaba e pelo cosmonauta russo Alexei Mikhailovich Khomenchuk. A 14 de Novembro de 2011 serviu como comandante suplente da missão Soyuz TMA-22.


Sergei ikolayevich Revin (Сергей Николаевич Ревин) – Cosmonauta-teste do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, Sergei Revin nasceu a 12 de Janeiro de 1966 em Moscovo, Rússia. Em 1983 terminou os seus estudos na Escola Secundária n.º 763 de Moscovo e em 1989 formou-se no Instituto de Electrónica de Moscovo, especializando-se em Equipamentos Automáticos e Electrónica.

Os seus hobbys preferidos são o turismo e voar em balões.

Entre 1989 e 1993 trabalhou como engenheiro da Associação de Investigação e Produção de Instrumentação em Kalininegrado, Moscovo, e desde 30 de Agosto de 1993, por decisão da Comissão Interdepartamental foi recomendado para ser inserido no destacamento de cosmonautas da NPO Energia. A 2 de Abril de 1996, e por ordem da Agência Espacial Russa, foi colocado no destacamento de cosmonautas da NPO Energia como candidato a cosmonauta-teste. Entre Junho de 1996 e Março de 1998 frequentou o treino geral no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, sendo reconhecido a 20 de Maio de 1998 pela Comissão Estatal Interdepartamental como estando apto para os treinos especiais sem limitações. A 17 de Junho, e por decisão da Comissão de Qualificação Interdepartamental, foi qualificado como Cosmonauta-teste.

Entre Outubro de 1998 e Outubro de 1999 frequentou as sessões de treino na equipa de cosmonautas no programa da estação espacial internacional.

Entre 16 e 27 de Janeiro de 2007 participu em treino de sobrevivência numa floresta perto de Moscovo juntamente com Charles Simonyi e com o cosmonauta Oleg Germanovich Artemyev. Entre 22 e 28 de Junho de 2008 participou em treinos de sobrevivência em caso de amaragem de emergência juntamente com o cosmonauta Oleg Viktorovich Novitskiy e com a cosmonauta Elena Olegovna Serova. A 26 de Abril de 2010 foi qualificado como cosmonauta do destacamento da Corporação RKK Energia.

Entre 2 e 5 de Agosto de 2010 participou nos treinos de observações com o auxilio de instrumentação visual a partir de um avião na vizinhança de Severomorsk, região de Murmansk, tendo levado a cabo tarefas de observação de objectos no solo e de monitorização ambiental.

Para executar a ordem proveniente da agência espacial russa Roscosmos para a constituição de um só corpo de cosmonautas, Sergei Revin foi dispensado da Corporação RKK Energia e a 22 de Janeiro de 2011 foi incluido no destacamento de cosmonautas do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin como cosmonauta-teste.

Na Primavera de 2011 foi noemado para a trioulação suplente da Soyuz TMA-22 e para a tripulação principal da Soyuz TMA-04M, substituindo o cosmonauta Konstantin Anatolyevich Valkov. A 14 de Novembro de 2011 serviu como engenheiro de voo n.º 1 suplente da missão Soyuz TMA-22.

Esta é a primeira missão espacial de Sergeu Revin que assim se torna no 523º ser humano e no 113º cosmonauta russo a levar a cabo um voo espacial orbital.

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Joseph Michael Acaba – Nascido a 17 de Março de 1967 em Inglewood - Califórnia, Joseph Acaba terminou os estudos na Escola Secundária de Esperanza, Anaheim – Califórnia, em 1985. Em 1990 recebe um seu bacharelato em Geologia Pela Universidade da Califórnia em Santa Bárbara e em 1992 recebe o seu mestrado em Geologia pela Universidade do Arizona.

Os seus passatempos favoritos são o turismo, corridas ciclismo, caiaque e mergulho.

Joe Acaba trabalhou como hidrogeologista em Los Angeles, Califórnia, e esteve envolvido na solução de problemas relacionados com a contaminação de águas subterrâneas. Como Promotor de Educação Ambiental, passou dois anos no Corpo de Paz dos Estados Unidos na República Dominicana. Leccionou durante um ano na Escola Secundária de Melbourne, Florida. Desde 1998 leccionou matemática e ciências (astronomia) na Escola Preparatória de Dunnellon, Florida.

A 6 de Maio de 2004 ingressou no corpo de astronautas da NASA sendo seleccionado no Grupo 19 como candidato no programa ‘Professor no Espaço’. Tendo superado várias provas no Centro Espacial Lyndon B. Johnson, foi seleccionado nos cinco finalistas a 16 de Novembro de 2003. Entre Junho de 2004 e Fevereiro de 2006 frequentou o treino no Centro Espacial Johnson e a 10 de Fevereiro de 2006 recebeu a qualificação de especialista de missão e foi nomeado para o ramo da estação espacial. Em Outubro de 2007 era anunciado que havia sido seleccionado como especialista de missão para o voo STS-119.

O seu primeiro voo espacial teve lugar entre 16 e 28 de Março de 2009 a bordo do vaivém espacial OV-103 Discovery na missão STS-119. Durante a missão levou a cabo duas actividades extraveículares a 21 de Março (6 horas e 30 minutos) e a 23 de Março (6 horas e 27 minutos). A missão teve uma duração de 12 dias 19 horas 29 minutos e 33 segundos, tornando-se no 309 astronauta dos Estados Unidos e no 487 ser humano a realizar um voo espacial orbital (juntamente com os astronautas Dominic Anthony Antonelli e Richard Robert Arnold).

A 11 de Novembro de 2009 surgiram informações de que havia sido nomeado para a tripulação principal da Expedição 31/32, e a confirmação surgiu a 8 de Julho de 2010. Em Janeiro de 2011 participou em sessões de treino de sobrevivência numa floresta perto de Moscovo juntamente com os cosmonautas Gennadi Padalka e Alexei Mikhailovich Khomenchuk.

A 14 de Novembro de 2011 serviu como engenheiro de voo n.º 2 suplente da missão Soyuz TMA-22.

Esta é a segunda missão espacial de Joseph Acaba tornando-se no 228º astronuata dos Estados Unidos e no 324º ser humano a realizar duas missões espaciais orbitais.

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Em Órbita – Vol.12 – .º 125 / Junho de 2012

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O programa científico da Expedição 31/32 Durante a sua permanência a bordo da ISS a Expedição 31/32 será levado a cabo um programa científico que constará de 303 sessões baseadas em 38 experiências.

Para a implementação deste programa de pesquisa científica é necessário o transporte de 55,79 kg de carga científica, dos quais 30,91 kg são transportados a bordo da Soyuz TMA-04M; 2,54 kg são transportados a bordo da Soyuz TMA-05M; e 22,34 kg são transportados a bordo do cargueiro Progress M-16M. Os resultados científicos serão trazidos de volta para a Terra pelos veículos tripulados, esperando-se que se obtenha um total de 21,24 kg de resultados (8,91 kg são trazidos pela Soyuz TMA-03M e 13,03 kg são trazidos pela Soyuz TMA-04M).

O programa científico requer um consumo contínuo de 62W com uma média diária de 103W. O programa científico requer um total de 353 horas e 5 minutos do tempo da tripulação russa em órbita. Deste total, 146 horas 20 minutos serão dispensados na fase da Expedição 31 (Oleg Kononenko – 29h 5m; Gennady Padalka – 67h 5m; Sergei Revin – 50h 10m) e 206 horas 45 minutos serão dispensados na fase da Expedição 32 (Gennady Padalka – 75h 15m; Sergei Revin – 95h 30m; Yuri Malenchenko – 36h 00m). Os resultados serão entregues aos investigadores principais através de kits de amostras (34), dispositivos de dados electrónicos (60), dados telemétricos (33,7 Gbyte) e folhas de registo a bordo (3).

Quadro de Experiências por Área de Investigação

Área de Pesquisa Experiências

Ciências da Vida Sonocard, Vzaimodeystviye, Tipologia, Pnevmocard, Sprut-2,

Biorisk, Immuno, Plazmida

Tecnologia Espacial e Ciências dos Materiais

Plasma Crystal

Biotecnologia espacial Laktolen, Biotrek, Biodegradatsia, Kaskad, Zhenshen-2, Membrana,

Aseptik, Bacteriofag, Structura, Konstanta, Kaltsiy

Detecção remota de recursos terrestres

Seyner, Ekon-M

Pesquisa Geofísica Relaksatsia, Vsplesk, Ten-Mayak, Micsosatellite, Radar-Progress

Pesquisa Tecnológica Identifikatsiya, SLS, Sreda-MKS, Vynoslivost, Bar

Pesquisa dos Raios Cósmicos

BTN-Neutron, Matryoshka-R

Programas educacionais e humanitários

Kulonovskiy Kristall, Fisika-Obrazovanie, MAI-75, Great Start

As experiências do programa científico da Expedição 29/30

• Ciências da Vida

Sonocard – desenvolvimento de propostas para melhorar os sistemas de monitorização da saúde da tripulação utilizando métodos de contacto mínimo durante o período de sono.

Vzaimodeystviye – estudo das leis comportamentais de um pequeno grupo ao longo de um voo espacial de longa duração. Estudo do impacto das diferenças pessoais, culturais e nacionais na percepção mútua dos membros da tripulação e da estrutura de grupo. Estudo da dinâmica da auto-percepção dos membros da tripulação em situações de stress durante as diferentes fases do voo espacial de longa duração. Estudo da dinâmica de grupo ao longo do voo espacial de longa duração.

Tipologia – identificação das características de manifestações tipológicas de actividades que podem ser utilizadas para determinar o estado mental, predição e correcção das qualidades das tarefas profissionais levadas a cabo num voo espacial.

Pnevmocard – aquisição de nova informação científica para melhorar a compreensão acerca dos mecanismos de adaptação do sistema cardiorrespiratório e de todo o organismo às condições de voo espacial.

Sprut-2 – estudo da dinâmica da composição do organismo e distribuição dos meios líquidos do organismo humano num voo espacial de longa duração para avaliação dos mecanismos de adaptação e melhoria das medidas para prevenir os efeitos adversos da ausência de peso.

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Biorisk – acomodação e exposição de amostras passivas de materiais estruturados e de sistemas de substratos de microrganismos no interior do módulo de serviço da ISS.

Immuno – investigação dos endocrónitos neurais e imunológicos antes, durante e após o voo espacial a bordo da ISS.

Plasmida – investigação dos efeitos da microgravidade nos níveis de transferência e mobilização de plasmidos bacterianos.

• Tecnologia Espacial e Ciências dos Materiais

Plasma Crystal – Estudos de fenómenos físicos em cristais de plasma a diferentes níveis de pressão de um gás inerte e diferentes energias de um gerador de alta-frequência num ambiente de microgravidade.

• Biotecnologia espacial

Laktolen – determinação do efeito do ambiente orbital no crescimento, genética, e propriedades fisiológicas da estirpe produtora da lactose.

Biotrek – estudo da correlação existente entre a alteração das propriedades genéticas, produtividade de estirpes recombinantes, e sua exposição a partículas espaciais pesadas.

Biodegradatsia – investigação dos estágios iniciais de colonização das superfícies de diversos materiais por microrganismos nos compartimentos pressurizados da ISS.

Zhenshen-2 – obtenção de novos bioprodutores e novos genotipos de plantas com uma actividade biológica aumentada.

Membrana – produção de materiais poliméricos porosos, nomeadamente elementos de filtragem, membranas, sorventes tendo um alto grau poros com homogeneidade estrutural.

Aseptik – determinação da fiabilidade experimental e avaliação da efectividade desenvolvida na fase de preparação no solo para métodos e equipamentos que proporcionam condições assépticas para experiências biotecnológicas levadas a cabo no voo espacial tripulado. Desenvolvimento de um gráfico de fluxos para controlo do equipamento Glovebox-S e da esterilidade de outro equipamento para proporcionar condições assépticas para a execução de experiências biotecnológicas em voo orbital.

Bacteriofag – estudo de como os factores do voo espacial afectam as características genéticas, médicas e de diagnóstico.

Structura – estudo dos processos físicos da cristalização de proteínas para a obtenção de proteínas mono cristais perfeitas e possíveis de serem utilizados para a análise estrutural por raios-x, e identificação da sua estrutura nos interesses das ciências fundamentais, medicina e biotecnologia.

Konstanta – identificação dos efeitos do ambiente do voo espacial na actividade de um modelo de um agente enzimático em relação a um zimolito específico.

Kaltsiy – experiência destinada a revelar a possível causa da destruição homeostática no organismo humano que se manifesta da desmineralização do tecido ósseo.

• Detecção remota dos recursos terrestres

Seyner – teste dos procedimentos dos suportes de informação para as tripulações no segmento russo da ISS em condições reais para operações de pesquisa científica e de pesca levadas a cabo por embarcações nacionais e estrangeiras.

Ekon-M – determinação das possibilidades de se obter informação on-line documentada durante a visualização utilizando instrumentos por parte da tripulação utilizando dispositivos ópticos num voo espacial de longa duração a partir do segmento russo da estação espacial internacional para determinar os efeitos ecológicos das actividades industriais no território da Federação Russa e m outros países.

• Pesquisa Geofísica

Relaksatsia – tem como objectivo o estudo das reacções químicas luminescentes e dos fenómenos ópticos atmosféricos que ocorrem durante a interacção a alta velocidade entre os produtos da exaustão dos motores a jacto e a alta atmosfera terrestre, além de estudar os fenómenos ópticos que têm lugar durante a reentrada de corpos na alta atmosfera terrestre e as suas propriedades no ultravioleta.

Vsplesk – estudo dos fenómenos sísmicos e dos fenómenos que ocorrem na crusta terrestre, na magnetosfera, na ionosfera e Cintura de Van Allen, e estudo da natureza física dos efeitos sísmicos no espaço próximo da Terra, bem como determinação da possível previsão de terramotos ao se analisar emissões de partículas de alta energia no espaço próximo da Terra.

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Ten’-Mayak – estudo das condições de transmissão / recepção de sinais de rádio de onda-curta utilizando a rede mundial de radioamadores; determinação das características dos sinais de rádio transmitidos através de transdutores a bordo da ISS, a sua qualidade e distribuição espacial; determinação das acções que provocam distúrbios, tais como re-reflexão, zonas de sombra causadas por elementos estruturais e valor do ângulo de elevação da ISS.

Microsatellite – investigação dos processos físicos durante as descargas eléctricas atmosféricas ocorridas nas tempestades tendo por base as observações do satélite Chibis-M.

Radar-Progress – determinação das propriedades de radar de um sistema montado num veículo de carga Progress-M.

• Pesquisa Tecnológica

Identifikatsiya – identificação das cargas dinâmicas na ISS quando diferentes operadores dinâmicos estão a funcionar na estação, nomeadamente a quando da acoplagem, correcções orbitais, execução de exercícios físicos, actividades extraveículares, etc. Investigação das condições de micro aceleração com o intuito de determinar os níveis de micro aceleração nas áreas que envolvem experiências tecnológicas e determinação dos níveis inadmissíveis.

SLS – desenvolvimento de instrumentos e demonstração de procedimentos russos para a recepção e transmissão de dados através de uma linha de laser espacial.

Sreda-MKS – estudo das características dinâmicas da ISS; determinação de parâmetros que definam a localização de dispositivos científicos e sensores de atitude em relação às deformações da fuselagem da estação espacial; determinação dos parâmetros dos distúrbios magnéticos e micro gravíticos a bordo da estação espacial.

Vynoslivost – identificação dos efeitos dos factores de ambiente espacial na tensão, força e fatiga de amostras de materiais expostas.

Bar – desenvolvimento de um processo para detectar sinais físicos de fugas de ar nos módulos da ISS.

• Pesquisa dos Raios cósmicos

BT-eutron – clarificação dos modelos de radiação existentes em órbita.

Matryoshka-R – investigação da situação dinâmica radiológica no Módulo de Serviço e no Módulo de Acoplagem, bem como medição das doses acumuladas de radiação em modelos antropomórficos e esféricos. Melhoramento dos métodos de dosimetria espacial e avaliação do impacto da radiação no organismo dos tripulantes da estação espacial durante a variação orbital da dinâmica da situação radiológica (utilização de um manequim equipado com uma série de sistemas e dispositivos cilíndricos contendo detectores passivos).

• Projectos educacionais e humanitários

Kulonovskiy Kristall – recepção de informação de vídeo do comportamento dinâmico e de estruturas formadas por partículas diamagnéticas numa armadilha magnética; investigação dos processos de formação das seguintes micro partículas electricamente carregadas: meios de poeira condensada, cristais de Coulomb e líquidos de Coulomb.

Fisika-Obrazovanie – demonstração das acções reactivas e aerodinâmicas de um corpo sólido em revolução; agregação de bolhas de gás durante a fase de separação de um meio líquido / gás; processos de movimentos e efeitos de transferência no aparelho vestibular humano.

MAI-75 – organizar linhas de comunicação entre utilizadores no solo e os recursos de informação na ISS; utilizar protocolos de Internet standard para obter recursos de informação na ISS; incluir um perfil aeroespacial de recursos de telecomunicações recepcionado durante a experiência no processo de treino para instituições de educação superior.

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O voo da Soyuz TMA-04M

Treino geral

Quando um astronauta é nomeado para um determinado voo espacial, é criada uma matriz de treino denominada CQRM (Crew Qualifications and Responsability Matrix). No fundo, este documento contém a informação acerca de qual membro da tripulação irá levar a cabo uma determinada tarefa na missão, isto é qual é o seu objectivo no voo que irá levar a cabo. As equipas de treino na Rússia e nos Estados Unidos utilizam este documento para determinar se um membro da tripulação será operador ou se será especialista para um determinado sistema da estação orbital. Um operador somente necessita saber como operar um determinado equipamento, tal como o computador da estação, ou saber como enviar um comando para um determinado sistema da estação: por exemplo, como elevar a temperatura num determinado módulo. Um especialista necessita de saber como reparar um determinado problema com o computador ou reparar o sistema de controla a temperatura da estação.

Geralmente o treino para uma missão a bordo da ISS tem uma duração de 18 meses durante os quais os astronautas e cosmonautas aprendem a trabalhar com os sistemas da estação.

Cada sistema na estação (eléctrico, aquecimento e arrefecimento, comunicações, etc.) possui um plano de treino separado para os operadores e para os especialistas. Todos os membros da tripulação devem saber o suficiente acerca de cada sistema da estação para serem pelo menos operadores. O treino de um especialista é mais demorado, logo um astronauta ou cosmonauta só será especialista em alguns sistemas, enquanto os restantes membros da tripulação serão especialistas em outros sistemas.

A toda a tripulação é designada uma equipa de treinadores. Estes treinadores são especialistas que ensinam a tripulação tudo o que é necessário para que a missão seja levada a cabo com sucesso. O denominado Station Training Lead (STL) é o responsável pela equipa de treino. Esta pessoa é um instrutor com muitos anos de experiência no ensino dos astronautas e cosmonautas. A equipa possui um instrutor para cada um dos oito sistemas principais da estação espacial. A equipa também possui instrutores para as experiências científicas que são levadas a cabo a bordo da estação e outros instrutores que ensinam os membros da tripulação a levar a cabo saídas para o exterior em caso de necessidade.

Os membros da tripulação também se deslocam ao Canadá para aprenderem a operar com o braço robot da ISS, o Canadarm2. Outra parte do treino dos membros da ISS consiste em saber como tratar um outro membro da tripulação caso este adoeça em órbita.

Uma parte fundamental do treino dos membros das futuras tripulações da ISS é a sua preparação para levar a cabo várias experiências científicas em órbita. A ISS é uma área excepcional para a realização de experiências que não podem ser levadas a cabo na Terra e como tal os astronautas e cosmonautas em órbita devem tirar partido de todo o tempo disponível. Equipas de cientistas e instrutores ocupam centenas de horas para garantir que cada membro da tripulação possui o conhecimento e a perícia necessária para levar a cabo as experiências para as quais foi designado, pois os investigadores na Terra dependem muito dessas experiências.

A tripulação recebe formação específica em variadas áreas tal como já o haviam recebido tripulações anteriores. Estas tripulações levaram a cabo experiências com o cultivo de células humanas para estudar a forma como o cancro se desenvolve, trabalhando também com antibióticos para encontrar uma forma de os produzir mais rapidamente na Terra. Essas tripulações procederam também ao crescimento de plantas para produzir sementeiras resistentes a várias pragas e cristais para melhorar a produção de gasolina. O corpo humano foi também estudado em microgravidade, reunindo-se informação relativamente a situações patológicas humanas como por exemplo a formação de pedras nos rins e a análise da performance das células do fígado. Outras experiências tiram partido da reduzida gravidade na ISS para estudar os processos físicos. Ao eliminar a gravidade, os pesquisadores podem compreender melhor algumas das pequenas forças que ocorrem em processos tais como na produção de semicondutores.

Algumas das experiências levadas a cabo em órbita requerem que os membros das tripulações as activem e terminem (como o crescimento de cristais, por exemplo), enquanto que outras experiências requerem que os astronautas e cosmonautas sejam meros operadores. As experiências relacionadas com as Ciências da Vida são únicas pois os membros da tripulação servem muitas vezes como cobaias humanas e operadores ao mesmo tempo. Este tipo de experiências ajudam a melhor compreender a forma como o corpo humano se adapta a longos períodos em microgravidade, podendo também esta informação ajudar as pessoas na Terra.

Tal como aconteceu com as anteriores tripulações, os instrutores tiveram de determinar a forma de como os cosmonautas e astronautas seriam treinados para cada experiência e quantas horas de treino seriam necessárias, além de definir quem iria levar a cabo o treino, quais os procedimentos, software e equipamento seria necessário. Os planos de treino individual para cada experiência são combinados num único plano que inclui todas as experiências de uma disciplina científica.

O Centro Espacial Marshall em Huntsville, Alabama, é responsável pela orientação do plano de treino de cada membro da tripulação para todas as experiências levadas a cabo nos módulos americanos. As áreas de pesquisa incluem as Ciências da Vida, Ciências Físicas, Biologia Espacial Fundamental, Desenvolvimento de Produtos Espaciais e Ciências da Terra / Voo Espacial.

Como o tempo da tripulação, quer seja antes, durante ou depois do voo, é um bem muito precioso, cada detalhe de uma dada sessão de treino para uma dada experiência deve ser planeado, praticado e coordenado com muita precisão. Frequentemente o cientista ou o investigador principal para uma determinada experiência, instrui os membros da tripulação na forma de como operar a sua experiência. As sessões auxiliadas por computador (CBT – Computer Based Training) são também desenvolvidas por especialistas

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para proporcionar sessões de treino no solo e em órbita. Estas sessões podem ser utilizadas pela tripulação para treino de proficiência, para manter as suas aptidões e conhecimentos sobre uma experiência específica ou para treino inicial.

Nos meses que antecederam o seu voo, os dois cosmonautas tornaram-se especialistas em cada experiência que realizam em órbita, prontos para proporcionar aos cientistas os dados que necessitam para melhorar a vida no nosso planeta.

Um treino internacional

O treino dos membros da expedições permanentes na ISS decorre em várias partes do planeta, nomeadamente no Centro Espacial Johnson, Houston – Texas, no Centro Espacial Kennedy, Florida, na Sede da Agência Espacial do Canadá, Saint-Hubert – Quebec, no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri A. Gagarin, Cidade das Estrelas – Moscovo, e no Cosmódromo GIK-5 Baikonur, Tyura Tan – Cazaquistão. O Centro Espacial Johnson é a base dos astronautas da NASA e uma casa longe de casa para os astronautas e cosmonautas visitantes, e membros das expedições permanentes de outros países. Sendo o principal local de treino para as tripulações, o centro espacial possui equipas de instrutores profissionais, instalações de treino, salas com ambientes de simulação integrada e laboratórios para auxiliar os astronautas e cosmonautas a se prepararem para a sua missão.

O Centro Espacial Kennedy, junto à costa atlântica, é o local de lançamento dos vaivéns espaciais. Os astronautas obtêm a prática fundamental nas instalações de processamento da estação espacial com os elementos com os quais irão lidar durante a sua missão antes de serem lançados para o espaço.

Sendo um participante essencial no projecto da ISS ao fornecer o Canadarm2, o Canadá treina os astronautas nas suas instalações que possuem simuladores do denominado MSS (Mobile Servicing System) que inclui o Canadarm2 e o MBS (Mobile Base System). Os membros das diversas tripulações recebem formação em robótica para os preparar para as complexas operações com o braço robótico da ISS. Os astronautas treinam no VOTE (Virtual Operations Training Environment) que proporciona um ambiente tridimensional de realidade virtual no qual os astronautas praticam a manipulação do MSS compreendendo assim os seus movimentos em relação às estruturas externas da estação.

O Centro de Treino de Cosmonautas Yuri A. Gagarin está situado nos arredores de Moscovo na chamada Cidade das Estrelas (Звездный) – Zvezdniy Gorodok. Este é o principal local de treino para os cosmonautas russos contendo instrutores profissionais, salas de aula, simuladores e modelo em escala real dos elementos tripulados em órbita. Os cosmonautas recebem todo o ensinamento necessário para conhecerem a fundo os módulos que compõe a secção russa da ISS. O centro de treino contém também o denominado Hidrolaboratório que oferece um ambiente realista para o treino das actividades extraveículares levadas a cabo a partir do módulo Pirs e utilizando fatos extraveículares Orlan-DM.

O Cosmódromo de Baikonur é utilizado para lançamentos orbitais desde o alvorecer da Era Espacial. O complexo é composto por dezenas de plataformas, rampas e silos subterrâneos de lançamento, contendo também estações de rastreio e controlo. Os membros das expedições permanentes e das tripulações táxi realizam simulações a bordo de modelos 7K-STMA.

Treino específico para as actividades extraveículares

Uma parte muito especial do treino das tripulações da ISS, é o treino para as actividades extraveículares. A primeira fase deste treino passa por ensinar aos astronautas e cosmonautas como envergar os diferentes tipos de fatos espaciais extraveículares. Estes fatos proporcionam o ar que o astronauta necessita enquanto realiza os seus trabalhos no exterior da estação, mantendo também o corpo do astronauta numa temperatura confortável apesar de estarem temperaturas extremamente quentes ou extremamente frias no exterior.

Como o fato espacial é muito grande, os membros da tripulação tiveram de praticar como movimentar-se enquanto o envergam e aprenderam como utilizar as diversas ferramentas com as volumosas luvas nas mãos. Tanto os astronautas como os cosmonautas praticam as saídas para o

O hidrolaboratório na Cidade das Estrelas permite o treino de actividades extraveículares com os fatos espaciais russos e na secção russa da ISS. Imagem: Rui C. Barbosa

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espaço no interior de grandes piscinas, treinando sete horas debaixo de água por cada hora que passam no espaço exterior.

Os cosmonautas russos possuem uma piscina (Hidrolaboratório) no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri A. Gagarin, Cidade das Estrelas. Aqui, tanto os astronautas como os cosmonautas aprendem a utilizar os fatos extraveículares russos Orlan-DM. Por outro lado, também levam a cabo sessões de treino no NBL ("eutral Buoyancy Laboratory), situado no Centro Espacial Johnson em Houston, Texas. O NBL possui um comprimento de 62 metros, uma largura de 31 metros e uma profundidade de 12 metros, contendo 22,7 milhões de litros de água. No fundo desta enorme piscina, de facto a maior piscina interior do mundo, encontra-se um modelo da ISS, que tem o mesmo tamanho da estação que se encontra em órbita.

Um astronauta que se encontra submerso no NBL, encontra muitas semelhanças ao estado de imponderabilidade no exterior de um veículo em órbita, porém não é o mesmo que se encontrar a flutuar no espaço. Um astronauta não se encontra em imponderabilidade, encontrando-se num estado de flutuação neutral1. No NBL são colocados pesos ou flutuadores junto do fato espacial de forma a fazer do astronauta um flutuador neutral, o que o faz sentir como se estivesse no espaço flutuando sem gravidade.

Após saber se movimentar com o fato espacial, o astronauta aprende a executar as suas tarefas na sua actividade extraveícular envergando um usual fato de mergulho. Após passar esta fase inicial, o astronauta começa a praticar os mesmos procedimentos mas desta vez envergando o seu fato espacial extraveícular. Na piscina outros mergulhadores auxiliam o astronauta a movimentar-se até que este se habitue a mover-se com o fato extraveícular. O astronauta aprende também a manter-se imóvel numa determinada posição, pois um movimento mais forte no espaço e fará com que este flutue para longe da estação.

A fase seguinte verá o astronauta a aprender a utilizar as ferramentas que serão necessárias durante a saída para o espaço. O astronauta pratica todos os movimentos dezenas de vezes até que os execute correctamente. Ao contrário dos astronautas que auxiliam na montagem da ISS ou que tiveram de reparar o telescópio espacial Hubble, os membros das tripulações permanentes da ISS aprendem a levar a cabo muitas tarefas no exterior da estação para estejam preparados a reparar qualquer falha que possa surgir durante a permanência em órbita.

Os cosmonautas seguiram o regime normal de treinos e de preparação para a sua permanência a bordo da estação espacial internacional com visitas frequentes ao Centro Espacial Johnson (Houston – Texas) e ao Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin (Moscovo).

Preparativos finais para o lançamento

Inicialmente previsto para ter lugar em finais de Março de 2012, o lançamento da Soyuz TMA-04M foi adiado devido a problemas surgidos com o módulo de regresso. A 27 de Janeiro de 2012 surgia uma notícia que dava conta do aparecimento de fendas na fuselagem do módulo de regresso. Estas fendas haviam sido descobertas a 22 de Janeiro durante testes realizados numa câmara de vácuo e a extrema severidade do problema levou ao adiamento do lançamento da sua data original para a segunda quinzena de Abril ou primeira quinzena de Maio.

Segundo fontes da Corporação RKK Energia, o problema teria sido descoberto a 23 de Janeiro durante testes realizados na câmara barométrica existente nas instalações de teste e verificação KIS daquela corporação. Ao se inspeccionar o interior do módulo, os especialistas russos encontraram a sua superfície distorcida e deformada, com os dados iniciais a mostrarem que o módulo de descida havia sido pressurizado durante os testes até 3 ou 4 atm em vez das usuais 1,3 a 1,5 atm. Estes testes seguem um padrão de aumento de pressão gradual e o pessoal que realizou o teste afirmou no inquérito que se seguiu, que todos os passos foram cuidadosamente seguidos. Os especialistas suspeitaram da má qualidade do material que havia sido fabricado em 2011, apesar dos testes iniciais antes da instalação do interior do módulo não mostrarem qualquer problema. Entretanto, a 29 de Janeiro, surgia um rumor de que uma soldadura no módulo de regresso se havia quebrado como resultado de uma excessiva pressão interna, acontecendo o mesmo a um conjunto de longarinas estruturais. Em consequência destes problemas, chegou-se à conclusão que o módulo de regresso do veículo 11F732A47 n.º 704 não poderia ser reparado (no entanto tanto o módulo orbital como o módulo de propulsão e serviço não haviam sido danificados).

Esta situação criava um problema para a continuação dos voos para a ISS. À altura do incidente, o módulo de regresso do veículo 11F732A47 n.º 705 também se encontrava nas instalações do KIS, enquanto que o módulo de regresso do veículo 11F732A47 n.º 706 ainda se encontrava em fase de montagem. Assim, surgia a possibilidade de se utilizar o módulo do veículo 705 o que implicaria um lançamento em finais de Abril (seis semanas de testes no KIS, transporte para o Cosmódromo de Baikonur e outras seis semanas de preparativos para o lançamento.

A 30 de Janeiro era anunciado que o lançamento só teria lugar em meados de Maio com o novo plano de voos para a estação espacial internacional a ser acordado entre todos os parceiros no dia 2 de Fevereiro. Este plano de voo tinha em especial atenção a garantia do regresso da Soyuz TMA-22 durante o dia. Entretanto no dia anterior era tomada a decisão de se utilizar o veículo 11F732A47 n.º 705 para a missão Soyuz TMA-04M, caindo assim por terra os planos para canibalizar o módulo de regresso deste veículo e utilizá-lo com o módulo orbital e o módulo de propulsão e serviço do veículo 11F732A47 n.º 704.

1 Este termo, “flutuador neutral”, significa que um objecto não flutua para a superfície ou se afunda para o fundo da piscina.

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O veículo 11F732A47 n.º 705 que seria utilizado na missão Soyuz TMA-04M chegou ao Cosmódromo de Baikonur no dia 26 de Fevereiro. Após os usuais procedimentos alfandegários, o comboio foi transferido para a rede de caminhos-de-ferro do cosmódromo e transportado para o edifício de processamento, montagem e teste MIK da Área 254. O veículo seria removido do seu contentor de transporte no dia seguinte, sendo colocado na plataforma de teste e processamento onde seria inspeccionado para atestar que não havia sofrido danos durante o transporte. Após a chegada ao cosmódromo, os testes na Soyuz TMA-04M incidiram sobre os painéis solares do veículo com os especialistas da Corporação RKK Energia e do Centro Espacial Yuzhny, subsidiário da empresa TsENKI, a realizarem inspecções para verificarem o seu correcto funcionamento. De seguida foram realizados testes ao sistema de aproximação e acoplagem Kurs, com a Soyuz TMA-04M no interior da câmara de vácuo 17T523M onde foram executados os testes para a verificação da existência de fugas.

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Os exames finais da tripulação principal iniciaram-se a 23 de Abril no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin. No interior de simuladores, as duas tripulações tiveram de levar a cabo diferentes tarefas e lidar com diferentes situações de emergência, tais como a falha do sistema de regeneração de oxigénio Elektron e a falha dos transmissores UHF, situações de incêndio na ISS e outras situações de contingência na Soyuz TMA. A tripulação principal actuou no simulador da ISS no dia 23, enquanto que a tripulação suplente utilizava o simulador da Soyuz TMA. As tripulações trocariam de lugares no dia 24. Ambas as tripulações seriam aprovadas nos respectivos exames.

No dia 2 de Maio as duas tripulações chegavam ao cosmódromo Baikonur para iniciar a fase final do seu treino para a missão. As tripulações viajaram separadas em aviões Tupolev Tu-154 e Tupolev Tu-134. No dia seguinte após a chegada a Baikonur, os

cosmonautas procederam à inspecção da Soyuz TMA-04M, experimentavam os fatos espaciais pressurizados Sokol-KV2 (3 de Maio) e os assentos individuais, além de verificarem a documentação que seria utilizada no lançamento e em órbita a bordo do novo veículo. Os cosmonautas procederam também à verificação do equipamento de comunicação via rádio. Neste dia é também iniciada a fase de treino final ao mesmo tempo que tinha lugar a reunião da Comissão Técnica Estatal onde foi tomada a decisão de se proceder com o abastecimento da Soyuz TMA-04M com os gases e propolentes necessários para as suas manobras orbitais.

No dia 4 de Maio decorreu uma das muitas tradições que antecedem cada missão com os cosmonautas a içarem as bandeiras da Rússia, do Cazaquistão, dos Estados Unidos e da Holanda no pátio do Hotel Cosmonauta, onde estariam alojados até ao dia do lançamento. Durante a permanência no

cosmódromo e na cidade de Baikonur, as tripulações tiveram a oportunidade de visitar o Museu da Cosmonáutica para além de vários monumentos de homenageiam os heróis da história espacial russa.

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A 3 e 4 de Maio procedeu-se ao abastecimento da Soyuz TMA-04M na Área 31 e após o abastecimento da cápsula espacial, esta seria transportada no dia 5 de Maio para as instalações de integração, montagem e teste do MIK 254, onde se iniciaram as operações de processamento finais.

Entretanto, a tripulação continuava com os seus preparativos e treinos finais para a missão. Parte do treino final da tripulação consistiu na formação sobre a segurança no trabalho a bordo do segmento russo da ISS e estudo da documentação de bordo do seu veículo espacial. A tripulação também executou treinos no simulador de acoplagem. No dia 6 de Maio a cápsula era acoplada com o compartimento de transferência que faz a ligação física com o terceiro estágio do foguetão lançador 11A511FG Soyuz-FG.

Os desenhadores e engenheiros da Corporação S.P. Korolev RSC Energia procederam à inspecção do veículo no dia 8 de Maio e de seguida foi autorizada a colocação da cápsula no interior da ogiva de protecção 11S517A3 n.º Л15000-061 do foguetão lançador.

O dia 9 foi um dia dedicado à imprensa com os cosmonautas e astronauta a levarem a cabo muitas tradições do programa espacial russo. Os jornalistas tiveram a oportunidade de manhã de conversarem com a tripulação durante uma conferência de imprensa. Ainda na manhã a tripulação levou a cabo uma simulação de uma acoplagem com a estação espacial internacional, levou a cabo sessões de exercício físico e treino no simulador de gravidade zero, além de jogarem bilhar e ténis de mesa. Pela tarde foi cumprida a tradição do plantar de uma árvore por cada tripulantes, uma tradição iniciada em 1961 por Yuri Gagarin, e continuou depois o seu treino.

O veículo 11F732А47 n.º 705 na sua configuração de lançamento foi inspeccionada pela tripulação no edifício MIK-254 no dia 11 e neste dia foi posteriormente foi transportado para o edifício de integração e montagem do lançador no qual foi integrado com o foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG no dia 12. O processo de integração final do foguetão lançador é feito em várias fases. Após se colocar em posição, o estágio Blok-I é acoplado ao compartimento de transferência do módulo orbital que contém a cápsula espacial. De seguida, procede-se à colocação do sistema de salvamento de emergência ao mesmo tempo que se prepara a parte inferior do último estágio para a sua ligação com o Blok-A, o estágio central do lançador. Nesta altura já os quatro propulsores laterais de combustível líquido estão acoplados com o estágio central. Após a montagem do sistema de emergência, todo o conjunto é elevado por um guindaste pesado e deslocado alguns metros, sendo colocado em posição e depois acoplado ao Blok-A.

Neste dia era também realizada uma reunião da Comissão Governamental e da Comissão Técnica que tomou a decisão de autorizar o transporte do foguetão para a plataforma de lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 ‘Gagarinskiy Start’ (17P32-5). A reunião sumarizou os trabalhos de preparação do foguetão lançador, da cápsula espacial e da infra-estrutura de solo. A comissão escutou os relatórios dos gestores e dos gestores técnicos sobre os testes e os preparativos, além da prontidão em se levar a cabo a missão. O foguetão lançador 11A511U-FG Soyuz-FG (И15000-041) foi transportado para a plataforma de lançamento no dia 13 de Maio pelas 0100UTC. Tal como acontece com esta família de lançadores, o seu transporte para a plataforma de lançamento é levado a cabo na horizontal sobre um vagão de caminho de ferro especialmente equipado com um sistema pneumático que segura o foguetão e o coloca na posição vertical sobre o fosso das chamas na plataforma de lançamento. Desse comboio faz também parte uma carruagem com o sistema de ar condicionado e outros sistemas. Após ser colocado na plataforma PU-5 deu-se início ao primeiro dia de actividades de preparação para o lançamento. No mesmo dia é levada a cabo uma reunião da Comissão Governamental que aprova em definitivo a constituição da tripulação principal da Soyuz TMA-04M, tomando também a decisão de se prosseguir com os preparativos para o lançamento do foguetão Soyuz-FG.

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Após os técnicos terem terminado os trabalhos de colocação do lançador na plataforma de lançamento e de procederem à ligação de todas as condutas de fornecimento de propolentes, gases de pressurização e de fornecimento eléctrico, tiveram lugar vários testes ao veículo sendo também realizada uma simulação do lançamento. Tendo em conta os resultados dos testes e simulações foi decidido prosseguir com os trabalhos de preparação para o lançamento.

O dia 14 foi utilizado pelas tripulações para seleccionar os itens pessoais que iriam levar na missão e realizaram treinos físicos de preparação para o lançamento. Como parte das muitas tradições que são levadas a cabo antes de cada missão, no dia 18 de Dezembro o reitor da capela de S. Jorge – O Vitorioso, padre Sergius, abençoou o foguetão lançador da Soyuz TMA-04M na plataforma de lançamento. Estas bênçãos foram iniciadas desde 1998 após o fim da União Soviética. Neste dia teve lugar uma nova reunião da Comissão Estatal para o lançamento da Soyuz TMA-04M durante a qual se deu a aprovação da tripulação principal e suplente. Nesta reunião foi também aprovada a prontidão do foguetão lançador para a missão. Assim, Gennady Padalka (Comandante), Sergei Revin (Engenheiro de Voo n.º 1) e Joseph Acaba (Engenheiro de Voo n.º 2), eram aprovados como sendo a tripulação principal da Soyuz TMA-04M, enquanto que Oleg Novitsky, Evgeny Tarelkin e Anthony Ford, eram aprovados como a tripulação suplente. Os membros das duas tripulações referiram também a sua prontidão para executar a missão. A comissão deu também luz verde para se iniciar o abastecimento e para se levar a cabo lançamento à hora prevista.

Após a sua aprovação por parte da Comissão Estatal, a tripulação da Soyuz TMA-04M participou numa conferência de imprensa na qual respondeu a várias questões colocadas pelos jornalistas presentes. As questões debruçaram-se sobre os trabalhos que a tripulação irá levar a cabo em órbita, bem como as experiências que irão realizar. A tripulação explicou que a Expedição 31/32 terá várias tarefas para realizar em órbita, recebendo os veículos de carga Progress M, HTV, Dragon e preparando o regresso do ATV,

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realizar actividades extraveículares, levar a cabo o programa científico e de experimentação, bem como participar na manutenção da ISS.

A seis horas do lançamento a tripulação da Soyuz TMA-04M deixou as instalações do Hotel Cosmonauta onde esteve albergada, juntamente com a tripulação suplente, desde que chegara ao cosmódromo. Aplaudidos pelos familiares e amigos, a tripulação entrava no autocarro que os levaria às instalações do edifício MIK 254 onde envergariam os fatos espacial Sokol, apresentando-se depois à Comissão Estatal e entrando de novo no autocarro que os levaria para a plataforma de lançamento. Entretanto, a Comissão Estatal que supervisiona os preparativos para o lançamento da Soyuz TMA-04M, deu luz verde para o abastecimento do foguetão lançador 11A511U-FG Soyuz-FG após ter recebido os relatórios dos responsáveis pelos preparativos para o lançamento.

Após envergarem os seus fatos pressurizados Sokol-KV2, os três homens dirigiram-se para o exterior das instalações do MIK 254 onde se apresentaram à Comissão Estatal e de entraram para o autocarro que os levaria até à plataforma de lançamento. A contagem decrescente final para o lançamento teve início pelas 1901:23UTC do dia 24 de Maio, iniciando-se as verificações dos sistemas do lançador. As baterias internas para o fornecimento de energia foram instaladas no foguetão lançador às 2101UTC e pelas 2131UTC a Comissão Estatal dava a luz verde para o prosseguimento das operações de lançamento. Por esta altura, a tripulação chegava às instalações do MIK 254 e a verificação dos sistemas do lançador e do veículo tripulado tem lugar pelas 2201UTC, enquanto que a revisão dos procedimentos de abastecimento do foguetão lançador iniciou-se às 2241UTC (numa altura em que a tripulação deve estar a envergar os seus fatos pressurizados). O abastecimento do foguetão inicia-se às 2301UTC e às 0001UTC era finalizado o

abastecimento de oxigénio líquido ao primeiro e segundo estágio do foguetão Soyuz-FG. A tripulação havia nesta altura já se apresentado perante as várias delegações presentes (2321UTC), seguindo depois para a plataforma de lançamento onde chegaria pelas 0021UTC. De seguida entrava no elevador que lhes daria acesso à câmara de entrada na cápsula espacial, ingressando na Soyuz TMA-04M pelas 0031UTC. A escotilha de acesso ao interior da nave espacial é encerrada às 0101UTC e a verificação final dos sistemas do módulo de descida tem início pelas 0116UTC ao mesmo tempo que se procede à activação dos giroscópios, iniciando-se o fluxo de ar para os fatos Sokol, procedendo-se à pressurização da Soyuz TMA-04M e dando-se início à verificação final dos sistemas do lançador. Às 0131UTC é verificada a pressão na escotilha que separa o módulo de descida do módulo orbital. Nesta altura a tripulação activa o sistema de comunicações.

O sistema de orientação inercial do foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG foi activado às 0201UTC e nesta altura inicia-se a evacuação da área da plataforma de lançamento PU-5. O programa de voo é carregado nos computadores de bordo às 0216UTC ao mesmo tempo que é baixada a estrutura de serviço que contém o compartimento de acesso à cápsula espacial. Pelas 0221UTC estavam finalizados

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os testes dos sistemas do módulo de descida da Soyuz TMA-03M ao mesmo tempo que se iniciam os testes de pressurização dos fatos Sokol-KV. O sistema de comando de lançamento é activado às 0231UTC, bem como o sistema de emergência. As duas metades da torre de serviço que são então colocadas na posição de lançamento pelas 0236UTC. Os testes de pressurização dos fatos da tripulação são finalizados pelas 0246UTC, na mesma altura em que se completa a evacuação da plataforma de lançamento. Nesta

fase o sistema de emergência é colocado em modo automático. Pelas 0251UTC os giroscópios são colocados em modo de voo e os gravadores de bordo são activados pela tripulação. Estes gravadores irão registar todos os dados telemétricos do veículo bem como as conversações entre os cosmonautas e com o Centro de Controlo de Voo em Moscovo (TsUP). A sequência automática de lançamento é activada a T-6m 15s (0255:08UTC) com o complexo de lançamento e todos os sistemas da Soyuz TMA-04M e do foguetão lançador a serem declarados prontos para o lançamento. Nesta altura a ‘Chave de Lançamento’ é entregue ao Director de Lançamento. Os sistemas de telemetria de bordo e do solo são activados a T-5m (2355:23UTC) com os sistemas de bordo a serem transferidos para o controlo de bordo. Os sistemas de controlo do Comandante da Soyuz TMA-04M são activados ao mesmo tempo que é introduzida no bunker de controlo a chave de lançamento. Por esta altura os três homens começam a consumir o ar proveniente dos fatos pressurizados ao encerrar as viseiras dos seus capacetes.

A T-3m 15s (0258:08UTC) deu-se a purga com nitrogénio das câmaras de combustão dos motores do primeiro e do segundo estágio. A energia do mastro umbilical para o 3º estágio é desligada a T-2m 40s (0258:33UTC) e cinco segundos depois dá-se início à pressurização dos tanques de propolente do foguetão lançador (0258:38UTC). A T-2m 30s (0258:48UTC), são activados os sistemas de medição de bordo e é iniciada a pressurização de todos os tanques do lançador com nitrogénio. As válvulas de fornecimento, drenagem e de segurança dos tanques do lançador são encerradas a T-2m 15s (0259:03UTC) ao mesmo tempo que se termina com o abastecimento de oxigénio e nitrogénio.

Às 0300:23UTC (T-1m) o foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG começa a receber energia das suas próprias baterias, dando-se início à sequência automática de lançamento. Nesta altura é separada a primeira torre umbilical conectada ao lançador. O segundo braço umbilical para fornecimento de energia ao terceiro estágio separa-se do lançador às 0300:43UTC. A ‘Chave de Lançamento’ é colocada na posição de lançamento às 0301:03UTC, iniciando assim o sequenciador automático, entrando em ignição os motores do primeiro (propulsores laterais) e segundo estágio, atingindo um nível de força intermédio. O segundo mastro umbilical separa-se do lançador às 0301:08UTC e as turbo-bombas dos motores a funcionam à velocidade de voo a T-10s (0301:13UTC). Os motores do primeiro estágio atingem a força máxima às 0301:18UTC com o veículo a abandonar a plataforma de lançamento e os quatro mastros de suporte do veículo a deslocarem-se para a posição de segurança pelas 0301:22,968UTC.

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A tabela mostra os tempos dos diferentes acontecimentos durante o lançamento. O impacto no solo do sistema de emergência tiver lugar na Área n.º 16 localizada no Distrito de Karaganda, Cazaquistão. O sistema de emergência tem uma massa de 1.935 kg. O impacto no solo terá ocorrido a 47º 18’ N – 67º 14’ E. O impacto no solo dos propulsores que constituíram o primeiro estágio tive lugar na Área n.º 49 localizada no Distrito de Karaganda, Cazaquistão. O impacto no solo terá ocorrido a 47º 22’ N – 67º 28’ E. A carenagem de protecção acabou por cair na Área n.º 69 localizada no Distrito de Karaganda (48º 01’ N – 69º 33’ E) enquanto que o segundo estágio impactou nas Áreas n.º 306 (50º 52’ N – 83º 00’ E) e 307 (50º 54’ N – 83º 16’ E) localizada no Distrito de Altai, República de Altai (Rússia) – Distrito de Cazaquistão Este (Cazaquistão). A secção de ligação entre o 2º e o 3º estágio acabou por impactar na Área n.º 309 (50º 56’ N – 83º 35’ E) localizada no Distrito de Altai, República de Altai (Rússia) – Distrito de Cazaquistão Este (Cazaquistão).

Após se separar do estágio 11S510 Blok-I, a Soyuz TMA-04M atingiu a órbita terrestre às 0310:11,23UTC e ficou colocada numa órbita inicial com um apogeu a 246,36 km de altitude, um perigeu a 200,70 km de altitude, uma inclinação orbital de 51,67º em relação ao equador terrestre e um período orbital de 88,68 minutos (os parâmetros previstos eram: apogeu a 242 km de altitude – incerteza de +/- 42 km, perigeu a 200 km de altitude – incerteza entre -7 km e +22 km, inclinação orbital de 51,67º - incerteza de 0,058º, e um período orbital de 88,64 minutos – incerteza

de 0,367 minutos). Nessa altura, a ISS encontrava-se numa órbita com um apogeu a 413,8 km de altitude, um perigeu a 392,2 km de altitude, uma inclinação orbital de 51,66º e período orbital de 92,46 minutos. A Soyuz TMA-04M iniciava então uma «perseguição» de dois dias à estação espacial internacional ao longo dos quais são levadas a cabo algumas manobras orbitais que alteram os parâmetros da órbita do veículo tripulado.

Fase do lançamento Tempo (m:s) Hora (UTC) Ignição 0 0301:22,97

Separação do sistema de emergência 1:54,16 0303:17,13

Final da queima e separação do 1º estágio 1:57,80 0303:20,77

Separação da carenagem de protecção 11S517A3 n.º Л15000-061

2:37,48 0304:00,45

Final da queima do 2º estágio 4:45,05 0306:08,02

Separação do 2º estágio / ignição do 3º estágio 4:47,30 0306:10,27

Separação da grelha de ligação 2º / 3º estágio 4:57,05 0306:20,02

Final da queima do 3º estágio 8:44,96 0309:07,93

Separação da Soyuz TMA-03M 8:48,26 0310:11,23

Em Órbita

28

Após entrar em órbita terrestre os tripulantes executam várias tarefas para preparar o veículo para o voo orbital. Estas tarefas iniciam-se com a abertura automática dos painéis solares e das antenas de comunicações. De seguida procede-se com a pressurização dos tanques de propolente, com o enchimento dos distribuidores e a sonda de acoplagem é colocada em posição. Os cosmonautas podem agora ter acesso ao módulo orbital da Soyuz TMA-04M mas primeiro verificam que não existe qualquer fuga de ar entre esse módulo e o módulo de regresso onde se encontram. Entretanto, são também levados a cabo outros testes automáticos tal como acontece com o auto-teste do sistema de encontro e acoplagem KURS. Os sensores angulares BDUS são também testados e a cápsula é colocada na atitude apropriada em órbita ao mesmo tempo que é colocada numa lenta rotação sobre o seu eixo longitudinal para evitar o aquecimento excessivo de um doa seus lados (após ser testado o sistema de controlo rotacional manual).

Após se verificar que não existem fugas entre o módulo orbital e o módulo de descida, a tripulação pôde então entrar no módulo orbital e despir os seus fatos pressurizados. Em antecipação das duas primeiras manobras orbitais, a cápsula espacial recebe então os dados relativos às queimas que o seu motor terá de efectuar. Entretanto, a tripulação activa o sistema de purificação de ar SOA no interior do módulo orbital ao mesmo tempo que desactiva esse sistema no módulo de descida.

A primeira manobra orbital teve lugar às 0336:52UTC durante a 3ª órbita. O motor da cápsula foi activado durante 60,7 s alterando a velocidade em 24,27 m/s. Após esta manobra a Soyuz TMA-04M ficou colocada numa órbita com apogeu a 286,4 km de altitude, perigeu a 217,1 km de altitude, inclinação orbital de 51,65º e período orbital de 89,46 minutos. A segunda manobra orbital teve lugar na 4ª órbita às 0719:18UTC com o motor a ser activado durante 19,4 s e alterando a velocidade em 7,42 m/s. Após esta manobra a cápsula tripulada ficou colocada numa órbita com apogeu a 289,4 km de altitude, perigeu a 241,7 km de altitude, inclinação orbital de 51,66º e período orbital de 89,71 minutos. De notar que antes da execução destas manobras a cápsula deixa de efectuar rotações sobre o seu eixo longitudinal, sendo colocada de novo nesta

situação após a segunda manobra orbital. A terceira manobra orbital teve lugar na 17ª órbita às 0411:05UTC do dia 16 de Maio.

Em Órbita

29

Nesta manobra o motor é activado durante 29,1 s e alterando a velocidade em 2,00 m/s. Após esta manobra a nave espacial ficou colocada numa órbita com apogeu a 288,0 km de altitude, perigeu a 248,1 km de altitude, inclinação orbital de 51,66º e período orbital de 89,76 minutos.

Os procedimentos que terminariam com a acoplagem com a estação espacial internacional tiveram início às 0218:48UTC do dia 17 de Maio com o início das manobras automáticas de aproximação. O controlo de atitude da ISS é transferido desde o Centro de Controlo de Houston para o Centro de Controlo de Korolev às 0230:00UTC e o primeiro impulso da 4ª manobra tem lugar às 0240:10UTC, alterando a velocidade da Soyuz TMA-04M em 34,993 m/s. Pelas 0248:00UTC a ISS executa uma manobra de atitude para se colocar na posição indicada para a acoplagem. Entretanto, o segundo impulso da 4ª manobra teria lugar pelas 0303:17UTC e alterava a velocidade da cápsula em 1,439 m/s. A activação do sistema Kurs na Soyuz TMA-04M (Kurs-A) ocorria às 0305:00UTC, seguindo-se às 0307:00UTC a activação do Kurs-P no módulo de serviço da ISS. A uma distância de cerca de 100 km

(0322:26UTC) procedia-se à verificação das comunicações por voz na ligação VHF-2 da cápsula Soyuz. O terceiro impulso (correspondendo à manobra n.º 5) ocorria às 0326:15UTC e alterava a velocidade da cápsula em 31,827 m/s. Pelas 0328:46UTC (com uma distância de 80 km entre os dois veículos) verificava-se a recepção válida de dados do sistema Kurs-P. O pôr-do-sol orbital ocorria às 0340:48:37UTC.

Pelas 0350:46UTC ocorria um teste de curta distância entre o Kurs-A e o Kurs-P (distância de 15 km) e a activação do sistema de TV da Soyuz TMA-04M dava-se às 0358:46UTC. O quarto impulso dos motores da cápsula espacial ocorria às 0408:34UTC (6,381 m/s), atingindo-se o ponto alvo balístico às 0408:46UTC. O quinto e o sexto impulso ocorreriam às 0413:11UTC e às 0416:01UTC, respectivamente (alterando a velocidade em 4,494 m/s e 1,657 m/s). Pelas 0416:12UTC ocorria do nascer do sol orbital. O modo de voo em torno da ISS era iniciado às 0418:52UTC, com as estações da rastreio russas a captarem os sinais da cápsula pelas 0424:03UTC. A Soyuz TMA-04M encontrava-se estacionária em relação à estação espacial pelas 0425:05UTC a 100 metros de distância e a aproximação final iniciava-se às 0428:00UTC. A antena era do sistema Kurs era recolhida como previsto e a acoplagem com o módulo Rassvet tinha lugar às 0438:29UTC. Pelas 0452:29UTC ocorria a retracção da sonda de acoplagem da Soyuz TMA-04M com os ganchos de fixação a serem

encerrados de seguida. Pouco depois a cápsula começava a receber energia proveniente da ISS e procedia-se à verificação da existência de fugas entre os dois veículos. Um novo pôr-do-sol orbital ocorria às 0513:38UTC e o controlo da ISS era transferido do Centro de Controlo de Korolev para o Centro de Controlo de Houston às 0615:00UTC.

Finalizados os procedimentos para a verificação de fugas, procedeu-se à abertura das escotilhas de acesso entre os dois veículos pelas 0810UTC com os novos tripulantes a entrar na estação espacial. Após uma curta cerimónia de boas vindas com uma ligação em directo com o Centro de Controlo de Korolev, os novos residentes levaram a cabo uma pequena manutenção dos

seus fatos espaciais pressurizados e transferiram uma pequena quantidade de carga para a ISS.

Em Órbita

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A Soyuz TMA-M e o foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG

Veículo Soyuz TMA-M (11F732A47 - 11Ф732А47) A Soyuz TMA (Союз ТМА-М - Tранспортный Mодифицированный Aнтропометрический Mодернизированный) surge como uma versão melhorada da Soyuz TMA. As modificações introduzidas na nova versão têm como função:

Substituir os dispositivos de orientação, navegação e sistemas de controlo de bordo, além do sistema de medição, por dispositivos desenvolvidos tendo como base novas tecnologias electrónicas e digitais, e um novo software;

Prolongar as capacidades funcionais do veículo tendo em conta o controlo dos sistemas de bordo a partir dos computadores de bordo e proporcionar uma integração mais profunda com os computadores da ISS quando na utilização de um canal de transmissão multiplex;

Aumentar as capacidades de carga através de uma redução de massa dos sistemas de bordo.

Modificações

Cinco novos dispositivos com uma massa total de cerca de 42 kg (em vez de seis dispositivos com uma massa total de cerca de 101 kg) foram instalados no sistema de controlo, orientação e navegação. Neste caso, o consumo de energia é reduzido até 105 W (em vez de 402W).

É utilizado um computador central (TsVM-101 - ЦВМ-101 цифровая вычислительная машина - com uma massa de 8,3 kg em vez do velho Árgon-16 com uma massa de 70 kg) com novo dispositivo de interface com uma massa total de cerca de 26 kg e um consumo energético de 80 W como parte das modificações ao sistema de controlo, orientação e navegação. A capacidade do computador central é de 8 M operações por segundo, a capacidade da memória RAM é de 2.000 kB. A capacidade operacional é consideravelmente aumentada. O sistema de telemetria analógico utilizado anteriormente foi também substituído por um novo sistema de telemetria designado MBITS (МБИТС модернизированная бортоваяинформационно-телеметрическая система).

No sistema de medição de bordo (SOTR - СОТР система обеспечения теплового режима) são instalados 14 novos dispositivos com uma massa de cerca de 28 kg (em vez de 30 dispositivos com uma massa de cerca de 70 kg), tendo o mesmo fluxo de dados. É reduzido o consumo de energia do sistema de medição de bordo: no modo de transmissão directa de telemetria até cerca de 85 W (em vez de 115W); no modo de gravação até cerca de 29W (em vez de 84W) e nos modos e reprodução até cerca de 85 W (em vez de 140W).

As modificações no sistema de controlo térmico (SOTR) são:

• O controlo termoestático líquido dos dispositivos do sistema de controlo, orientação e navegação, é proporcionado ao se instalar três placas de arrefecimento no módulo de instrumentação do veículo;

1 – sistema de acoplagem; 2 – módulo de descida; 3 – compartimento de transferência; 4 – módulo de instrumentação; 5 - módulo de serviço; 6 – módulo habitacional; 7 – escotilha de aterragem; 8 – periscópio. Imagem: RKK Energia

Em Órbita

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• O circuito de arrefecimento do sistema de controlo térmico foi modificado para ligar as placas de arrefecimento para proporcionar o controlo térmico de novos dispositivos do sistema de controlo, orientação e navegação, localizados no módulo de instrumentação;

• Foi instalada uma nova unidade eléctrica de com capacidade aumentada no circuito de arrefecimento do sistema de controlo térmico;

• O sistema de troca de calor de líquido para líquido é substituído para melhorar o controlo termoestático líquido do veículo no local de lançamento com a incorporação de novos dispositivos que requerem este tipo de controlo.

As modificações no sistema de controlo, orientação e navegação (SUDN - СУДН система управления движением и навигацией) são:

• A unidade de processamento de comandos e a matriz de comando são melhoradas de forma a proporcionar a lógica de controlo do sistema de controlo, orientação e navegação;

• Os sistemas de controlo de circuitos nas unidades de controlo de energia são substituídos por fornecimento de energia do sistema de controlo, orientação e navegação;

As modificações no painel de controlo são:

• É introduzido um novo software que considera a troca de comandos e de dados durante a modernização dos sistemas de bordo;

As modificações na estrutura do veículo e interfaces com a ISS:

• A estrutura do módulo de instrumentação em liga de magnésio é substituída por liga de alumínio para melhorar a eficácia tecnológica;

• São introduzidos canais multiplex para troca de dados entre o veículo e o segmento russo da ISS

A Soyuz TMA-M pode transportar até três tripulantes tendo uma vida útil em órbita de 200 dias, podendo no entanto permanecer 14 dias em voo autónomo. Tendo um peso de total de 7.220 kg (podendo transportar 900 kg de combustível), o seu comprimento total é de 6,98 metros, o seu diâmetro máximo é de 2,72 metros e o seu volume habitável total é de 9,0 m3. Pode transportar um máximo de 170 kg de carga no lançamento e 50 kg no regresso à Terra. A velocidade máxima que pode atingir no regresso à Terra com a utilização do pára-quedas principal é de 2,6 m/s, sendo a sua velocidade normal de 1,4 m/s, porém com o pára-quedas de reserva a sua velocidade máxima é de 4,0 m/s e a velocidade normal será de 2,4 m/s2. Tal como o seu antecessor, o veículo Soyuz TMA é composto por três módulos: o Módulo Orbital, o Módulo de Reentrada e o Módulo de Propulsão e Serviço.

2 De salientar que no caso da Soyuz TM a velocidade máxima que o veículo poderia atingir no regresso à Terra utilizando o seu pára-quedas principal era de 3,6 m/s, sendo a sua velocidade normal de descida de 2,6 m/s. Com o pára-quedas de reserva a Soyuz TM poderia atingir uma velocidade máxima de 6,1 m/s, com uma velocidade normal de descida de 4,3 m/s.

Em Órbita

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Módulo Orbital (Botivoi Otsek - бытовой отсек) – Tem um peso de 1.278 kg, um comprimento de 3,29 metros, diâmetro de 2,2 metros e um volume habitável de 6,6 m3. Está equipado com um sistema de acoplagem dotado de uma sonda retráctil com um comprimento de 0,5 metros, e um túnel de transferência. O comprimento do colar de acoplagem é de 0,22 metros e o seu diâmetro é de 1,35 metros. O sistema de acoplagem Kurs está equipado com duas antenas, estando uma colocada numa antena perpendicular ao eixo longitudinal do veículo. Este módulo separa-se do módulo de descida antes do accionamento dos retro-foguetões que iniciam o regresso à Terra.

Módulo de Reentrada (Spuskaemiy Apparat - Cпускаемый Aппарат) – Podendo transportar até 3 tripulantes, tem um peso de 2.835 kg, um comprimento de 2,14 metros, um diâmetro de 2,20 metros e um volume habitável de 3,85 m3. Possui 6 motores de controlo com uma força de 10 kgf que utilizam N2O4 e UDMH como propolentes. O Módulo de Descida permite aos seus tripulantes o uso dos seus fatos espaciais pressurizados durante as fases de lançamento e reentrada atmosférica, estando também equipado com o sistema de controlo do veículo, pára-quedas, janelas, sistema de comunicações e com os assentos Kazbek-UM (Казбек-УМ). A aterragem é suavidade utilizando um conjunto de foguetões que diminui a velocidade de descida alguns segundos antes do impacto no solo.

Durante o lançamento, acoplagem, separação, reentrada atmosférica e aterragem, o Comandante está sentado no assento central do módulo com os restantes dois tripulantes sentados a cada lado.

Em Órbita

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Módulo de Propulsão e Serviço (Priborno-agregatniy Otsek - приборно-аггрегатный отсек) – Tem um peso de 3.057 kg, um diâmetro base de 2,2 metros e um diâmetro máximo de 2,7 metros. Está equipado com 16 motores de manobra orbital com uma força de 10 kgf cada, e 8 motores de ajustamento orbital também com uma força de 10 kgf. Todos os motores utilizam N2O4 e UDMH como propolentes. O sistema de manobra orbital possui um impulso específico de 305 s. O seu sistema eléctrico gera 0,60 kW através de dois painéis solares com uma área de 10,70 m2.

Em Órbita

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Em Órbita

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O foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG O lançador 11A511U-FG Soyuz-FG (11A511У-ФГ Союз-ФГ - Форсуночными Головками) é uma versão melhorada do foguetão 11A511U Soyuz-U (11A511У Союз-У). Esta versão possui motores melhorados e sistemas aviónicos modernizados, além de possuir um número de componentes fabricados fora da Rússia muito reduzido. O 11A511U-FG Soyuz-FG pertence à família do R-7 tendo também tem as designações Sapwood (NATO), SL-4 (departamento de Defesa dos Estados Unidos) e A-2 (Designação Sheldom).

É um veículo de três estágios no qual o primeiro consiste em quatro propulsores laterais a combustível líquido que auxiliam o veículo nos minutos iniciais do voo.

Em Órbita

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Características físicas do foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG

Soyuz-FG Blok-B, V, G, D

Б, В, Г, Д

Blok-A

A

Blok-I

И

Comprimento (m) 51,10 19,60 27,1 6,745

Diâmetro (m) 10,30 2,68 2,95 2,66

Massa bruta (kg) 298.400 43.400 99.500 25.300

Massa sem propolente (kg) 24.200 3.810 6.550 2.410

Massa do propolente (kg) 274.200 39.590 92.950 22.890

Motor - 6 X RD-107A3 RD-108A RD-01104

Propolente - Querosene/LOX Querosene/LOX Querosene/LOX

Força – nível do mar (k) 2.971 838,5 792,48 -

Força – vácuo (k) - 1.021,3 990,18 297,93

Impulso especifico (s) - 310 245 -

Impulso especifico – vácuo (s) - - 311 359

Tempo de queima (s) 510 118 280 230

Lançamento Data Hora UTC Veículo Lançador

Carga

2009-074 20-Dez-09 21:52:00.061 Б15000-031 Soyuz TMA-17 (36129 2009-074A) 2010-011 2-Abr-10 04:04:36.061 Ю15000-028 Soyuz TMA-18 (36505 2010-011A) 2010-029 15-Jun-10 21:35:18.732 Б15000-032 Soyuz TMA-19 (36603 2010-029A) 2010-052 7-Out-10 23:10:54.810 Б15000-035 Soyuz TMA-M (37183 2010-052A) 2010-067 15-Dez-10 19:09:24.693 Б15000-034 Soyuz TMA-20 (37254 2010-067A) 2011-012 4-Abr-11 22:18:20.115 И15000-036 Soyuz TMA-21 (37382 2011-012A) 2011-023 07-Jun-11 20:12:44,924 И15000-037 Soyuz TMA-02M (37633 2011-023A) 2011-067 14-ov-11 04:14:03,953 И15000-038 Soyuz TMA-22 (37877 2011-067A) 2011-078 21-Dez-11 13:16:14,190 И15000-039 Soyuz TMA-03M (38036 2011-078A) 2012-022 15-Mai-12 03:01:22,968 Л15000-041 Soyuz TMA-04M (38291 2012-022A)

O 11A511U-FG Soyuz-FG é capaz de colocar uma carga de 7.420 kg numa órbita média a 193 km de altitude e com uma inclinação de 51,8º em relação ao equador terrestre.

O primeiro lançamento de um veículo 11A511 Soyuz deu-se a 28 de Novembro de 1966 a partir do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Neste dia o lançador 11A511 Soyuz (n.º 1) colocou em órbita o satélite Cosmos 133 Soyuz 7K-OK n.º 2 (02601 1966-107A). Por seu lado o primeiro 11A511U Soyuz-U foi lançado a 18 de Maio de 1973, a partir do Cosmódromo NIIP-53 Plesetsk e colocou em órbita o satélite Cosmos 559 Zenit-4MK (06647 1973-030A). O primeiro desaire com o 11A511U Soyuz-U ocorreu a 23 de Maio de 1974, quando falhou o lançamento de um satélite do tipo Yantar-2K a partir do Cosmódromo NIIP-53 Plesetsk. O primeiro lançamento de um 11A511U-FG Soyuz-FG deu-se a 20 de Maio de 2001, tendo colocado em órbita o cargueiro Progress M1-6 (26773 2001-021A) em direcção à ISS.

3 Também designado 14D22 4 Também designado 11D55 ou RD461.

Os últimos lançamentos orbitais levados a cabo pelo foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG. Este lançador pode também utilizado para missões comerciais equipado com diferentes estágios superiores. Todos os lançamentos tiveram lugar desde o Cosmódromo de Baikonur. Tabela: Rui C. Barbosa.

Em Órbita


Lançamentos orbitais em Maio de 2012 Em Março de 2012 foram levados a cabo 11 lançamentos orbitais e colocaram-se em órbita 17 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Maio de 2012 foram realizados 4864 lançamentos orbitais, 398 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 8,2% do total e a uma média de 7,4 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Janeiro no qual se verificam menos lançamentos orbitais (290 lançamentos que correspondem a 6,0% do total de lançamentos com uma média de 5,3 lançamentos) e é no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (num total de 484 lançamentos que correspondem a 10,0% com uma média de 9,0 lançamentos).

Lançamentos orbitais em Maio desde 1957

010

2

0

4

6

3

9 9

13

6

8

3

13

6

1011111111

13

98

11121112

89 9

12

787

4

6 6 67 7

87 7

56

454 4

65

8

45

11

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

1957

1962

1967

1972

1977

1982

1987

1992

1997

2002

2007

2012

Ano

Lan

çamentos

Lançamentos orbitais entre 1957 e 2012 (Maio)

28

1419

35

7255

8711211

8127

119

110 114 120

106 109

106

125 128

124

124

106

105

123

121127 129

121

103 11

0 116

101

116

8895

7989

75 73

8677

73

82

58 62 61

53 5263 65 67

7570

80

29

0

20

40

60

80

100

120

140

1957

1962

1967

1972

1977

1982

1987

1992

1997

2002

2007

2012

Ano

Lan

çamen

tos

Em Órbita


Atlas-V lança segundo AEHF

Havendo uma cada vez maior necessidade de segurança nas comunicações entre os diferentes cenários militares, os satélites AEHF (Advanced Extremely High Frequency), assumem um papel cada vez mais importante. O segundo satélite desta série seria colocado em órbita a 4 de Maio de 2012.

Os satélites AEHF

O sistema AEHF é um serviço conjunto de comunicações por satélite que irá proporcionar comunicações globais, seguras, protegidas e resistentes às interferências para as os meios militares de alta prioridade. Estes satélites irão permitir ao Conselho de Segurança Nacional dos Estados Unidos a ao UCC (Unified Combatent Commanders) um controlo das suas forças tácticas e

estratégicas a todos os níveis de conflito através da guerra nuclear geral e apoiar na obtenção da superioridade na informação.

O sistema AEHF é o seguidor do sistema Milstar, aumentando e melhorando as capacidades deste, e expandindo a arquitectura MCSW. Irá proporcionar conectividade ao longo de todo o espectro das áreas das missões, incluindo a guerra terrestre, aérea e naval; operações especiais; operações nucleares estratégicas; defesa estratégica; teatro de defesa de mísseis; e operações espaciais e inteligência.

Inicialmente previsto para ter seis satélites, o sistema AEHF terá quatro satélites na órbita geossíncrona que irão proporcionar 10 vezes mais cobertura em relação aos satélites Milstar com um aumento substancial na cobertura para os utilizadores norte-americanos. O sistema AEHF é composto por três segmentos: espacial (os satélites), solo (controlo de missão e ligações de comunicações associadas), e terminais (os utilizadores). Os segmentos irão fornecer comunicações num conjunto especial de dados desde 75 bps

até cerca de 8Mbps. O segmento espacial consiste de uma constelação inter-ligada de quatro satélites. O segmento de controlo de missão controla os satélites em órbita, monitoriza o seu estado, e fornece a monitorização e planeamento do sistema de comunicações. Este segmento é extremamente resistente, tendo estações de controlo móveis e fixas. Os sistemas de comunicação com os satélites e entre os satélites operam em frequências extremamente elevadas (EHF) enquanto que as comunicações com o solo operam em frequências super elevadas (SHF). O segmento de terminais inclui terminais fixos e móveis, terminais em embarcações e submarinos, e terminais no ar utilizados por todos os serviços e parceiros internacionais (Canadá, Holanda e Reino Unido).

Com uma massa de 6.168 kg, os satélites AEHF são baseados no modelo comercial A2100 da Lockheed Martin que inclui um sistema de propulsão eléctrico Hall que é 10 vezes mais eficiente do que os sistemas de bi-propolente convencionais. Os motores removem a eccenticidade orbital durante as operações de transferência orbital, manutenção orbital e reposicionamento do satélite. A carga a bordo contém sistemas de processamento de sinais de comunicações EHF/SHF. O aumento da cobertura é proporcionado por

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antenas de dois SHF Downlink Phased Arrays, dois Crosslinks, duas antenas Uplinks/Downlink resistentes às interferências, uma antena Uplink EHF Phased Array, seis antenas direccionáveis Uplink/Downlink e antenas de cobertura geral para Uplink/Downlink.

Satélite Designação USA Desig. Int. ORAD Data

Lançamento Hora UTC Veículo Lançador

AEHF-1 USA-214 2010-039A 36868 14-Ago-10 11:07:00 Atlas-V/531 (AV-019) AEHF-2 USA-235 2012-019A 38254 04-Mai-12 18:42:00 Atlas-V/531 (AV-031) AEHF-3 ??-Set-13 Atlas-V/531 AEHF-4 ??-Abr-17 Atlas-V/531 AEHF-5 ????? ????? AEHF-6 ????? ?????

O foguetão Atlas-V/541

A ULA

A 2 de Maio de 2005 a Boeing Company e a Lockheed Martin Corporation anunciaram a intenção de formar uma empresa conjunta denominada United Launch Alliance (ULA) que juntava assim duas das mais experientes e bem sucedidas companhias que suportaram a presença americana no espaço por 50 anos. Em conjunto os lançadores Atlas (Lockheed Martin) e Delta (Boeing) transportaram mais de 850 cargas para a órbita terrestre e não só, desde satélite meteorológicos, de telecomunicações, veículos militares, satélites científicos e sondas interplanetárias que alargaram o nosso conhecimento do Universo.

A ULA proporciona assim dois veículos capazes de proporcionar um acesso seguro, económico, fiável e eficiente ao espaço para as missões governamentais americanas, continuando assim uma tradição de apoio às iniciativas espaciais estratégicas norte-americanas com soluções de lançamento avançadas e robustas.

A equipa da ULA engloba mais de 3800 funcionários que trabalham em locais espalhados pelos Estados Unidos. A sede da empresa está situada em Denver, Colorado, com a maior parte das actividades de engenharia e administrativas consolidadas nas instalações da Lockheed Martin Space Systems Company. As operações de integração e montagem estão localizadas nas instalações de fabrico e montagem da Boeing em Decatur, Alabama. As estruturas mecânicas do Atlas-V, fabrico da ogiva de protecção, do sistema de adaptação e montagem são levadas a cabo em Harlingen, Texas.

As instalações de lançamento utilizadas pela ULA são o SLC-17 (Plataformas A e B), SLC-

37 (foguetões Delta-2 e Delta-4, respectivamente) e o SLC-41 (Atlas) no Cabo Canaveral, e SLC-2W (Delta-2), SLC-6 (Delta-4) e o SLC-3E (Atlas-V) na Base Aérea de Vandenberg.

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Breve história dos lançadores Atlas O míssil balístico Atlas teve a sua origem requisição feita pela Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) em Outubro de 1945, que conduziu ao desenvolvimento durante a década de 50 dos mísseis Atlas, Navaho, Snark, Matador e Mace. Em 10 de Janeiro de 1946 foram submetidas duas propostas para a construção de mísseis com um alcance de 11.100 km, sendo uma das proposta a de um míssil alado e propulsionado a jacto e a outra proposta e de um míssil supersónico, de trajectória balística e propulsionado por foguetão. A proposta do míssil balístico incluía o aparecimento de novas tecnologias, tal como o desenho de uma estrutura de peso reduzido através do uso de tanques de combustível de parede única e incluídos numa única estrutura monocoque que seria mantida rígida através da pressão interna. A performance deste míssil era quase do tipo “single-stage-to-orbit” ao se dar a separação dos motores de ignição inicial durante a ascensão.

A 19 de Abril de 1946 a Consolidated Vultee Aircraft Corporation (Convair) foi incumbida de construir e testar dez mísseis MX-774 Hiroc de forma a verificar e validar as propostas do novo míssil. Os testes do MX-774 iniciaram-se em San Diego em 1947, mas em Junho desse ano a Convair, empresa que propusera as duas propostas iniciais à USAF era informada que havia perdido o concurso para o novo míssil, sendo os contratos atribuídos às empresas "orthrop e Martin que deveriam desenvolver a tecnologia dos mísseis alados e subsónicos.

Os cortes no orçamento para a defesa dos Estados Unidos forçaram a USAF a terminar o contrato com a Convair em Julho de 1947, e isto a apenas três meses da data prevista para o primeiro voo. Porém, os fundos ainda disponíveis permitiram a realização de três testes do MX-774 no White Sands Proving Ground entre Julho e Dezembro de 1947. Posteriormente, a Convair prosseguiu estudos auto-financiados do projecto.

Porém, o início da Guerra da Coreia e o surgimento da Guerra Fria fizeram com que se desse um aumento nos fundos para a defesa e a Convair recebeu um novo contrato em Setembro de 1951 para desenvolver o MX-1593, por forma a iniciar o desenho de um míssil balístico incorporando as características já validadas pelo MX-774. Em 1953 a General Dynamics, uma nova divisão da Convair, apresenta à USAF um programa acelerado de desenvolvimento do novo míssil. O anúncio público do desenvolvimento do Atlas só surge a 16 de Dezembro de 1954.

Nos primeiros anos da década de 50 um problema que atrasava o desenvolvimento da tecnologia era a baixa fiabilidade dos motores de combustível líquido. Este problema conduziu posteriormente ao

conceito de «um estágio e meio» no qual todos os motores entram em ignição antes da decolagem e os motores principais são separados numa determinada fase do voo, sendo este mantido por motores de sustentação. Este método permitia a verificação do bom funcionamento de todos os motores antes do veículo deixar a plataforma de lançamento.

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A ordem para o desenvolvimento em grande escala do Atlas surge em Janeiro de 1955, sendo designado WS107A-L (Weapons System 107A-L). Na Convair o projecto era designado Modelo-7, curiosamente o mesmo número que, na União Soviética, Korolev dava ao seu míssil. Em Setembro de 1955 o projecto de desenvolvimento do Atlas recebe a classificação de prioridade nacional quando os relatórios dos serviços secretos indicam que a União Soviética está adiantada no desenvolvimento da tecnologia dos mísseis balísticos intercontinentais. O projecto torna-se num dos programas mais complexos de desenvolvimento, produção e teste jamais levados a cabo nos Estados Unidos e em certa parte comparável ao Projecto Manhatan.

O primeiro teste do sistema de propulsão tem lugar a 21 Junho de 1956 na Base Aérea de Edwards e resulta num fracasso. Um novo teste realizado no dia seguinte, no qual o motor teve uma ignição de 4s, é coroado de sucesso. Os primeiros veículos de teste são terminados no final desse ano. O primeiro voo do Atlas-A (Atlas-A 4A) tem lugar a 11 de Junho de 1957 e o veículo é destruído devido a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. Um segundo teste (Atlas-A 6A) tem lugar a 25 de Setembro de 1957 e o veículo é novamente destruído, desta vez aos três minutos de voo devido novamente a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. O primeiro voo com sucesso do Atlas-A (Atlas-A 12A) ocorre a 17 de Dezembro de 1957 com o míssil a atingir o alvo localizado a 965 km.

O primeiro míssil operacional, o Atlas-D, constituiu a base do lançador das cápsulas tripuladas do Programa Mercury. Utilizando os estágios superiores Agena e Centaur, o Atlas tornou-se no lançador médio por excelência dos Estados Unidos sendo utilizado para lançar veículos para a órbita geossíncrona e sondas planetárias.

O quadro seguinte resume os veículos da família Atlas desenvolvidos desde os anos 50.

Veículo Atlas Características

MX-774 Estudo da Consolidated-Vultee para demonstrar a tecnologia que posteriormente seria utilizada no Atlas.

Atlas-A Primeiro modelo de teste do míssil balístico intercontinental Atlas (Atlas ICBM).

Atlas-B Primeiro versão completa do Atlas ICBM, possuindo motores separáveis e um único motor de sustentação.

Atlas-C Última versão de desenvolvimento do Atlas ICBM. Nunca esteve operacional nem tão pouco foi utilizado como lançador espacial.

Atlas-D Primeira versão operacional do Atlas ICBM e posteriormente utilizado no Programa

Mercury.

Atlas-Vega Projecto que consistia num lançador Atlas equipado com um estágio superior de combustível armazenável. Foi planeado pela NASA como lançador para sondas planetárias e de estudo do espaço profundo antes da disponibilidade do Atlas-Centaur. O desenvolvimento do veículo já era adiantado quando a NASA se apercebeu que a USAF e a CIA já possuíam um lançador virtualmente idêntico em desenvolvimento, o Atlas-Hustler (posteriormente Atlas-Agena) que seria utilizado para as missões Corona de reconhecimento fotográfico. O Atlas-Vega acabou então por ser cancelado.

Atlas-E Versão inicial totalmente operacional do Atlas ICBM. Sendo utilizado entre 1960 e 1966, era distinto do Atlas-F no seu sistema de orientação. Após serem retirados do serviço, foram reutilizados como lançadores espaciais durante mais de vinte anos.

Atlas-F Última versão operacional do Atlas ICBM, sendo distinto do Atlas-E no seu sistema de orientação. Foi utilizado entre 1961 e 1966. Após serem retirados do serviço, foram reutilizados como lançadores espaciais durante mais de vinte anos.

Atlas-Able Veículo Atlas equipado com um segundo estágio baseado no lançador Vanguard.

Atlas LV-3A / Agena-A Inicialmente o Agena era designado como Hustler. O veículo era baseado no motor de propulsão nuclear

Atlas LV-3A / Agena-B Utilização de um estágio superior Agena melhorado.

Atlas LV-3B / Mercury Utilizado no Projecto Mercury.

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A família Atlas-V A família de lançadores Atlas-V oferece diferentes versões do mesmo veículo que podem ser utilizadas para colocar em órbita todo o tipo de cargas. O Atlas-V foi desenvolvido de forma a satisfazer as necessidades da USAF ao abrigo do programa EELV (Evolved Expendable Lauch Vehicle) e da demanda internacional por parte da ILS (International Launch Services) para satisfazer os seus clientes comerciais e governamentais.

Tendo como base o denominado CCB (Common Core Booster), o Atlas-V divide-se em duas versões: o Atlas-V 400 e o Atlas-V 500. Estas versões podem ser facilmente distinguidas pela utilização da ogiva normal utilizada em anteriores Atlas e este será a versão 400. Por seu lado a versão 500 utiliza uma ogiva

muito maior e com um diâmetro de 5,0 metros, sendo baseada na ogiva utilizada pelo lançador europeu Ariane-5. A versão Atlas-V 500 pode ainda incorporar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, aumentado assim a sua capacidade de carga útil.

Tanto a versão 400 como a versão 500 utilizam como segundo estágio uma versão alongada do estágio Centaur (CIII). O CIII pode ser utilizado com somente um motor (Single-Engine Centaur) ou então com dois motores (Dual- Engine Centaur).

O Atlas-V pode ser lançado a partir do SLC-41 (Space Launch Complex-41) do Cape Canaveral Air Force Station ou então do SLC-3W (Space Launch Complex-3W) da Vandenberg Air Force Base.

De forma geral o Atlas-V é um lançador a dois estágios podendo ser auxiliado por um máximo de cinco propulsores sólidos acoplados ao primeiro estágio. Pode colocar 12.500 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou então 5000 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Durante o lançamento é capaz de desenvolver 875.000 kgf, tendo um peso de 546.700 kg. O seu comprimento total é de 58,3 metros e o seu diâmetro base atinge os 5,4 metros.

O primeiro estágio do Atlas-V, o CCB, tem um comprimento de 32,5 metros e um diâmetro de 3,8 metros, tendo um peso bruto de 306.914 kg e um peso sem combustível de 22.461 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.286 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 253 s. O CCB está equipado com um motor RD-180 de fabrico russo que consome oxigénio líquido (LOX) e querosene. O RD-180 tem duas câmaras de combustão, tendo um comprimento de 3,6 metros e um diâmetro de 3,0 metros, tendo um peso de 5.393 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.050 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 150 s.

As diferentes versões do lançador Atlas ao longo da História: 1 – Atlas-B Score; 2 – Atlas-Able; 3 – Atlas LV-3 Mercury; 4 – Atlas LV-3 Agena; 5 – Atlas LV-3C Centaur; 6 – Atlas SLV-3 Agena-B; 7 – Atlas SLV-3 Agena-D; 8 – Atlas-E OV-1; 9 – Atlas SLV-3A Agena-D; 10 – Atlas SLV-3D Centaur D-1A; 11 – Atlas-E; 12 – Atlas Agena-D.

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O RD-180 é o único motor que tem a capacidade de aumentar e diminuir a sua potência durante o voo e que é utilizado em lançadores americanos (não tendo em conta o SSME utilizado nos vaivéns espaciais). Durante o primeiro voo do Atlas-3 (no qual o RD-180 também foi utilizado), o motor utilizou somente 74% do máximo de 423.286 kgf que pode desenvolver na fase inicial do lançamento e nos três minutos seguintes aumentou a potência até 92% do total, voltou a diminuir para 65% e a aumentar para 87%. Assim, a capacidade de aumentar e diminuir a potência do motor significa uma viagem mais suave tanto para o foguetão como para a carga que transporta, permitindo também uma utilização mais eficiente do combustível. O RD-150 foi certificado para a utilização no Atlas-V através de uma série intensiva de testes levados a cabo pela "PO Energomash, Khimky, e sob a direcção da Lockheed Martin.

Podendo usar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, pesando cada um 40.824 kg e tendo um comprimento de 17,7 metros e um diâmetro de 1,6 metros. Desenvolvidos pela Aerojet, cada propulsor desenvolve no lançamento uma força de 130.000 lgf, tendo um Ies de 275 s e um Ies-nm de 245 s e um Tq de 94 s.

O segundo estágio do Atlas-V, Centaur V1, tem um comprimento de 12,7 metros e um diâmetro de 3,1 metros, tendo um peso bruto de 22825 kg e um peso sem combustível de 2.026 kg. Desenvolve uma força de 10.115 kgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 894 s. O Centaur V1 está equipado com um motor RL-10A-4-2 fabricado pela Pratt & Whitney, consumindo LOX e LH2. O RL-10A-4-2 tem uma câmara de combustão, tendo um peso de 167 kg. No lançamento desenvolve uma força de 10.110 lgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 740 s.

A designação que é dada a cada versão do lançador é composta por uma numeração em três dígitos. O primeiro dígito indica o diâmetro da ogiva utilizada pelo lançador (em metros). Assim, por exemplo quando temo um veículo Atlas-V/400, significa que estamos na presença de uma ogiva com 4 metros de diâmetro. O segundo dígito indica o número de propulsores sólidos utilizados no lançador e pode variar entre 0 (zero) e 5 (de salientar que a versão Atlas-V/400 não usa propulsores laterais de combustível sólido e

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por isso só veremos este número na versão Atlas-V/500). Finalmente, o terceiro dígito indica o número de motores presentes no estágio Centaur e que pode variar entre 1 ou 2 motores.

O complexo de lançamento Space Launch Complex-41 (SLC-41) A construção do SLC-41 foi iniciada em Abril de 1965 e terminada nesse mesmo ano. Foram necessários mais de 6,5 milhões de metros cúbicos de terra provenientes do Rio Banana, para se fazerem as fundações do complexo, composto por uma torre de serviço móvel MST (Mobile Service Tower) e por uma torre umbilical UT (Umbilical Tower) que faziam parte das instalações de lançamento dos foguetões Titan. A MST tinha uma altura de 80,7 metros e pesava mais de 2.268 t. Por seu lado a UT atingia os 53,3 metros de altura e pesava 907,2 t.

A USAF aceitou o complexo a 12 de Dezembro de 1965 e utilizou-o pela primeira vez no dia 21 de Dezembro de 1965 para lançar um foguetão Titan-IIIC5. Nos anos seguintes o complexo e a plataforma foram utilizados como ponto de partida para várias missões históricas como a Voyager-1, Voyager-2, Viking-1 e a Mars Pathfinder.

Em 1986 o complexo sofreu uma renovação para albergar o lançamento dos foguetões Titan-IV. O primeiro lançamento desta nova versão do Titan deu-se a 14 de Junho de 19896 e o último a 9 de Abril de 19997.

De forma a compreender a natureza do SLC-41 ajudará visualizando o tamanho do foguetão Titan-IV. Atingindo mais de 34 metros de altura, 10 metros de diâmetro, pesando mais de 861,8 t e gerando mais de 635 t de força no lançamento, o Titan-IV equipado com um estágio superior Centaur era capaz de colocar uma carga de 5,4 t numa órbita geossíncrona. Cargas ainda mais pesadas poderiam ser colocadas em órbitas mais baixas ou em órbitas polares.

A evolução da tecnologia levou a que o Titan-IV fosse considerado obsoleto, tendo a USAF contratado a Lockheed Martin para desenvolver um novo sistema de lançamento que é agora o Atlas-V. Os engenheiros da Lockheed foram encarregues de desenvolver não só o novo lançador, mas também as instalações de lançamento do novo veículo. Assim, o SLC-41 teve de sofrer uma transformação para albergar o seu novo vector de lançamento. A primeira fase da transformação do complexo passou pela remoção das velhas torres para que as novas torres pudessem ser construídas. A empresa Olshan Demolishing

Management foi contratada par desmantelar e demolir o velho complexo. O plano inicial previa que as torres fossem desmontadas

peça por peça, porém devido ao facto que o calendário dos trabalhos foi progressivamente atrasado devido às investigações relacionadas com acidentes com o Titan-IV, a Olshan optou por contratar a empresa Dykon, Inc., para demolir as torres utilizando explosivos. Nesta fase colocava-se o receio das explosões danificarem de qualquer de uma maneira ou de outra o Complexo de Lançamento 39 utilizado pelos vaivéns espaciais, pois estas estruturas localizam-se muito perto do SLC-41.

Depois de serem asseguradas todas as medidas de segurança, a USAF deu luz verde para a demolição das torres que veio a acontecer a 14 de Outubro de 1999. Depois das torres serem abatidas, a Olshan iniciou um processo de reciclagem. Durou mais de oito

5 Neste lançamento o foguetão Titan IIIC (3C-8) foi lançado às 1400:01UTC e colocou em órbita os satélites Transtage- 8 (01863 1965-108A); OV2-3 (01863 1965-108A); LES-3 (01941 1965-108D); LES-4 (01870 1965-108B) e Oscar-4 (01902 1965-108C). O OV2-3 permaneceu ligado ao Transtage-8. 6 Neste lançamento o foguetão Titan-402A/IUS (K-1 / 45D-1) foi lançado às 1318UTC e colocou em órbita o satélite militar DSP-F14 (20066 1989-046A). 7 Neste lançamento o foguetão Titan-402A/IUS (K-32 / 4B-27) foi lançado às 1701:00UTC e colocou em órbita o satélite militar USA-142 DSP-F19 (25669 1999-017A).

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semanas para cortar a torre em pedaços que pudessem ser manejáveis e posteriormente transportados para um edifício situado em Port Canaveral, onde foram recicladas.

Actualmente o SLC-41 é um dos mais sofisticados existentes no planeta e representa a maior alteração na filosofia da indústria de foguetões dos Estados Unidos nos últimos anos. O SLC-41 foi transformado na primeira “clean pad” a ser utilizada pelos americanos. Este conceito passa por montar o foguetão num edifício de montagem em vez de se montar o lançador por estágios na própria plataforma de lançamento como se fazia desde os primórdios do programa espacial americano. Sendo montado no edifício de montagem, o lançador é posteriormente transportado para a plataforma de lançamento algumas horas antes da ignição. A “clean pad” significa também que a utilização de grandes torres de serviço na plataforma de lançamento deixam de ser necessárias. Da mesma forma, o espaço de tempo gasto na preparação dos lançadores fica mais reduzido e deixam de existir problemas relacionados com as convencionais plataformas de lançamento que podem atrasar o início de uma missão por vários meses.

O centro nevrálgico do SLC-41 é o denominado Atlas-V Spaceflight Operations Center (ASOC), combinando num só lugar o que anteriormente estava espalhado por diversos locais. O edifício onde está localizado o ASOC era anteriormente utilizado para processar os propulsores laterais de combustível sólido utilizados pelo Titan-IV, sendo completamente reformulado e expandido pela Lockheed. Situado a 6,6 km da plataforma de lançamento, é neste edifício multiusos para onde o estágio Atlas-V e o estágio superior Centaur são transportados logo após a chagada ao Cabo Canaveral e vindos das oficinas em Denver, Colorado. Aí, os técnicos da Lockheed podem realizar vários testes nos estágios e depois armazená-los temporariamente até ser altura de serem transportados para o edifício de montagem para serem preparados para o lançamento. No interior do ASOC também está situado o centro de controlo de lançamento que alberga os técnicos oficiais da missão, as equipas de engenheiros da Lockheed, clientes e os técnicos que controlam a contagem decrescente.

O centro de controlo possui doze consolas de controlo no primeiro andar destinadas à equipa que dirige o lançamento. Entre estas consolas encontra-se a posição do Director de Lançamento, do Assistente do Director do Lançamento, as posições de controlo e monitorização dos propolentes do Atlas e do Centaur, a posição do controlo de voo e de sistemas eléctricos do lançador, a posição de controlo do software no solo, a posição de controlo das instalações eléctricas, posição de controlo ambiental, de segurança e do monitor que controla os limites de emergência que podem ser atingidos. Ainda no primeiro andar do edifício existem duas salas, situadas à direita da equipa que controla o lançamento, onde está localizada a rede de informática do computador principal e uma estação de controlo operacional por satélite.

No segundo andar do edifício existem três salas que albergam a equipa de engenheiros responsáveis pelo lançador, a equipa que controla a carga transportada e a equipa principal de directores do lançamento. É nesta sala que se toma a decisão final de lançar ou não lançar o Atlas-V. Ainda neste piso existem duas salas com lugares sentados e pontos de observação para engenheiros e clientes observarem o decorrer da contagem decrescente e do lançamento.

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A parede frontal da sala do centro de controlo está equipada com vários relógios, mostradores da contagem regressiva, emblemas e um ecrã de vídeo que mostra várias imagens da plataforma de lançamento recolhidas de diferentes ângulos, além de vários gráficos de diferentes dados.

Sendo controlados a partir do ASOC, o Atlas-V é montado no interior do VIF (Vertical Integration Facility). Este edifício, que começou a ser construído em Janeiro de 1999, tem uma altura máxima de 90 metros e está localizado a 550 metros da plataforma de lançamento. No seu interior está situado um guindaste de 60 t com uma capacidade de levantar os diferentes segmentos do Atlas-V e colocá-los na plataforma móvel de lançamento. Após a verificação dos diferentes estágios no ASOC, estes são transportados na horizontal para o VIF. O CCB segue em primeiro lugar, seguido pela secção cilíndrica que compõe o inter-estágio e do estágio Centaur. A última peça deste lego é a secção “boat-tail”. As missões futuras serão também aqui colocados os propulsores laterais de combustível sólido.

Após a montagem, o lançador passa por mais uma série de testes antes da carga a transportar ser entregue no VIF para montagem. O satélite é processado e abastecido do seu combustível de manobra num local separado do VIF e que tanto pode ser as instalações comerciais da Astrotech localizadas em Titusville, a 35 km de distância, ou então num edifício governamental caso se tratem de cargas militares ou da NASA. Após o processamento o satélite é colocado no interior de um contentor de segurança e protecção antes de deixar o e edifício de processamento e de iniciar a sua viagem até ao SLC-41. No SLC-41 é levantado até ao nível superior do estágio Centaur e colocado no seu topo. Segue-se um teste IST (Integration Systems Test) entre o foguetão lançador e a sua carga para confirmar uma boa ligação entre os dois e que ambos estão prontos para o lançamento. Segue-se o transporte até à plataforma de lançamento.

O VIF foi construído de forma a suportar ventos de furacão até uma velocidade de 225 km/h. Possui várias plataformas móveis que possibilitam o acesso às diferentes zonas do foguetão e está equipado com uma porta reforçada com uma largura de 12,5 metros e uma altura de 84 metros que se recolhe na vertical, permitindo o transporte dos vários estágios do Atlas-V para o interior do edifício e a posterior saída do lançador para a plataforma de lançamento. Na construção do VIF foram utilizados 200 camiões de cimento (que equivaleram a 1.376 m3 de cimento) para a construção das suas fundações e 3.250 t de aço para a construção das suas paredes.

Lançamento Data Veículo Missão Local Lançamento Plataforma Lançamento

Carga

2010-015 22-Abr-10 501 AV-012 Cabo Canaveral SLC-41 USA-212 'X37B OTV-1'

(36514 2010-015A)

2010-039 14-Ago-10 531 AV-019 Cabo Canaveral SLC-41 USA-214 'AEHF-1' (36868 2010-039A)

2010-046 21-Set-10 501 AV-025 Vandenberg AFB SLC-3E USA-215 'ROL-41' (37162 2010-046A)

2011-010 5-Mar-11 501 AV-026 Cabo Canaveral SLC-41 USA-226 'X-37B OTV-2 FLT-1'

(37377 2011-010A)

2011-014 15-Abr-11 411 AV-027 Vandenberg AFB SLC-3E

USA-229 ‘RO L-34 'Odin' (37386 2011-014A)

USA-229 deb (37391 2011-014B)

2011-019 7-Mai-11 401 AV-022 Cabo Canaveral SLC-41 USA-230 ‘SBIRS-GEO 1’

(37481 2011-019A)

2011-040 5-Ago-11 551 AV-029 Cabo Canaveral SLC-41 Juno

(37773 2011-040A)

2011-070 26-ov-11 541 AV-028 Cabo Canaveral SLC-41 Mars Science Laboratory

‘Curiosity’ (37936 2011-070A)

2012-009 24-Fev-11 551 AV-030 Cabo Canaveral SLC-41 MUOS-1

(38093 2012-009A)

2012-019 4-Mai-12 531 AV-031 Cabo Canaveral SLC-41 USA-235 ‘AEHF-2’ (38254 2012-019A)

Esta tabela mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão Atlas-V. Tabela: Rui C. Barbosa.

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Lançamento do AEHF-2

A 9 de Fevereiro de 2009 a Lockheed Martin anunciava que o segundo satélite de comunicações militares AEHF se encontrava a ser submetido a testes térmicos em câmara bárica DELTA (Dual Entry Large Thermal Altitude) localizada nas suas instalações em Sunnyvale, Califórnia. O teste havia sido iniciado a 26 de Janeiro e terminaria a 14 de Março. Este teste teve como objectivo verificar a funcionalidade e a performance do satélite num ambiente de vácuo no qual o satélite é levado a condições extremas de calor e de frio semelhantes às que iria encontrar em órbita terrestre durante a sua missão de 14 anos.

Após estes testes, a equipa da Lockheed Martin space Systems e da Grumman Aerospace Systems (fornecedora da carga de comunicações), levaram a cabo a análise dos dados obtidos e procederam aos restantes trabalhos de integração e posteriores testes necessários para preparar o satélite para o seu lançamento. Entre estes testes encontrava-se o denominado Intersegment System Testing (IST) que foi finalizado a 28 de Outubro de 2010 e que marcou a finalização da verificação pré-lançamento do novo serviço eXtended Data Rate (XDR) que iria

proporcionar melhorias substanciais na sua capacidade, cobertura e conectividade das comunicações protegidas para os diferentes cenários de batalha em todo o globo. O satélite seria posteriormente colocado em armazenamento antes de ser enviado para o Cabo Canaveral a 13 de Fevereiro de 2011, iniciando assim a sua campanha de preparação para o lançamento. O contentor com o satélite foi depois transportado para as instalações da Astrotech onde o veículo foi removido do seu interior para ser submetido a testes finais, sendo posteriormente abastecido com os propolentes necessários para as suas manobras orbitais, colocado no interior da carenagem de protecção e transportado para o edifício de integração vertical no interior do qual foi colocado sobre o estágio Centaur do seu lançador. Seguiram-se testes funcionais do satélite e dos sistemas combinados entre o foguetão Atlas-V/531 (AV-031) e o AEHF-2.

Com o lançamento previsto para ter lugar a 3 de Maio, o foguetão foi transportado para a plataforma de lançamento no dia 2 de Maio. Neste mesmo dia teve lugar a denominada Launch Readiness Review que analisou todos os preparativos para o lançamento bem como o estado do lançador, da sua carga, do complexo de lançamento e dos vários sistemas de apoio, dando no final luz verde para a missão. A janela de lançamento abria-se às 1646UTC e prolongava-se até às 1846UTC.

A contagem decrescente decorreu sem problemas até atingir T-4m. Entretanto, acabaria por surgir um problema técnico relacionado com a falta de fluxo de hélio a partir do equipamento de suporte no solo para o compartimento do interestágio. O lançamento seria adiado por 24 horas para o dia 4 de Maio com a janela de lançamento a abrir-se pelas 1642UTC e a prolongar-se até às 1842UTC.

A 4 de Maio tudo correria como previsto e o lançamento teria lugar às 1842:00,219UTC. Na página seguinte o esquema mostra as diferentes fases de voo até à separação do satélite.

Em Órbita


Evento T+ (hh:mm:ss) Hora (UTC)

1 Ignição do motor RD-180 -00:00:02,7 1841:57,5

T=0 00:00:00,0 1842:00,2

Ignição SRB 00:00:00,8 1842:01,0

Lançamento (Força / Peso > 1) 00:00:01,1 1842:01,3

Força máxima 00:00:02,1 1842:02,3

Manobra de atitude 00:00:05,5 1842:05,7

Mach 1 00:00:39,3 1842:39,5

Máxima Pressão Dinâmica (MaxQ) 00:00:47,8 1842:48,0

2 Separação SRB 1 & 2 00:01:55,9 1843:56,1

Separação SRB 3 00:01:57,4 1843:57,6

3 Separação da carenagem de protecção 00:03:34,4 1845:34,6

Separação do sistema de reacção de carga frontal 00:03:39,4 1845:39,6

4 Final da queima do estágio Atlas (BECO) 00:04:18,1 1846:18,3

Separação Atlas / Centaur 00:04:24,1 1846:24,4

5 Primeira ignição do estágio Centaur (MÊS-1) 00:04:34,1 1846:34,4

6 Final da primeira ignição do estágio Centaur (MECO-1) 00:13:56,6 1855:56,8

7 Segunda ignição do estágio Centaur (MÊS-2) 00:22:05,5 1904:05,7

8 Final da segunda ignição do estágio Centaur (MECO-2) 00:27:48,0 1909:48,2

9 Separação do satélite AEHF-2 00:51:11,0 1933:11,2


China lança segundo Tianhui Vista perante a necessidade de melhores mapas do seu território, a China desenvolveu os satélites TH Tianhui com o objectivo de obter informação para auxiliar no desenho desses mapas. No entanto, as aplicações destes satélites vão muito para além do mapeamento, podendo ser utilizados, segundo as autoridades chinesas, na realização de experiências científicas e na detecção de recursos terrestres.

Os satélites TH Tianhui

Os satélites TH Tianhui (天绘) – Desenho do Céu – são fabricados pela Corporação Hangtian Dongfangong Wexing, uma filial da Corporação Aeroespacial e de Tecnologia da China e da Academia Chinesa de Tecnologia Espacial (CAST). São equipados com uma câmara de observação tridimensional e uma câmara CCD com uma resolução de 5 metros na região espectral entre 0,51 µm e os 0,69 µm, e um ângulo de observação de 25º. Para além destas câmaras, os satélites estão equipados com uma câmara multi-espectral com uma resolução de 10 metros e bandas de observação espectral entre os 0,43 µm e 0,52 µm, 0,53 µm e 0,61 µm, 0,61 µm e 0,69 µm e 0,76 µm e 0,90 µm. As câmaras formam imagens com uma largura de 60 km.

Os satélites operam em órbitas circulares com uma altitude média de 500 km e estão equipados com dois painéis solares desdobráveis para o fornecimento de energia que é por sua vez armazenada em baterias a bordo.

Estes satélites fazem parte de um programa de observação que cobre diferentes programas de observação civis e militares. O programa ZY-1 Ziyuan-1 está centrado na observação de recursos terrestres bem como na detecção remota desses recursos. O programa terá dois ramos, sendo um militar e um outro civil realizado em conjunto com o Brasil (satélites CBERS). Os satélites serão operados em conjunto pelo Centro de Observação Terrestre e Observação Digital e pelo Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE) do Brasil. O programa ZY-2 Ziyuan-2 é um programa de observação operado pelo Exército de Libertação do Povo, enquanto que o programa ZY-3 Ziyuan-3 (em tempos por vezes confundido com o programa TH Thianhui) é utilizado para a observação estereoscópica. DE salientar que os satélites Tianhui são operados pelos militares enquanto que os satélites Ziyuzn-3 são operados pelo Bureau Estatal de Observação e Mapeamento.

O foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D

O foguetão lançador chinês CZ-2D Chang Zheng-2D (长征二号丁火箭), fabricado pela Academia de Tecnologia Espacial de Xangai, é um veículo a dois estágios destinado a colocar satélites em órbitas terrestres baixas. O seu primeiro estágio é semelhante ao do foguetão lançador CZ-4 Chang Zheg-4, bem como o seu segundo estágio exceptuando uma secção de equipamento melhorada em relação ao CZ-4.

O CZ-2D Chang Zheng-2D tem a capacidade de colocar uma carga de 3.500 kg numa órbita a uma altitude de 200 km com uma inclinação de 28,0º em relação ao equador terrestre ou uma carga de 1.300 kg para uma órbita sincronizada com o Sol a uma altitude


de 645 km. No lançamento desenvolve 2.961,6 kN, tendo uma massa total de 232.250 kg, um comprimento de 41,056 metros e um diâmetro de 3,35 metros.

O CZ-2D Chang Zheng-2D é principalmente lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan (áreas LA-2B e SLS-2), mas pode também ser lançado desde Xi Chang e Taiyuan.

O primeiro lançamento do CZ-2D teve lugar a 9 de Agosto de 1992 (0800UTC) quando o veículo Y1 colocou em órbita o satélite recuperável FSW-2 (1) (22072 1992-051A).

O CZ-2D Chang Zheng-2D pode utilizar dois tipos de carenagens de protecção distintas dependendo do tipo de carga a colocar em órbita. A carenagem Tipo A tem um diâmetro de 2,90 metros (com esta carenagem o lançador tem um comprimento total de 37,728 metros) e a carenagem Tipo B tem um diâmetro de 3,35 metros (comprimento total de 41,056 metros).

A tabela na página seguinte mostra todos os lançamentos levados a cabo pelo foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D.

Estágio Primeiro estágio L-138

Segundo L-35

Estágio

Motor principal Motor vernier Diâmetro (m) 3,35 3,35

Comprimento (m) 27,910 10,9 Massa (kg) 192.700 39.550

Massa do propolente (kg) 183.200 35.550 Propolente N2O4/UDMH N2O4/UDMH N2O4/UDMH Motor YF-21C YF-24C 4 x YF-23

Força (k) 2.961,6 742,04 47,1 Impulso específico (m/s) 289 297 282

Impulso específico (nm) (s) 259 260 260 Tempo de queima (s) 170 295

Massa (kg) 232.250 Comprimento (m) 41,056

Diâmetro carenagem (m) 3,35 Comprimento carenagem (m) 6,983

Carga SSO (kg) 1.300

1 – carenagem de protecção; 2 – carga; 3 – secção de suporte; 4 – secção frontal do tanque de oxidante do segundo estágio; 5 – secção de equipamento; 6 – secção interestágio; 7 – tanque de oxidante do segundo estágio; 8 – secção inter-tanque; 9 – tanque de combustível do segundo estágio; 10 – motores vernier do segundo estágio; 11 – motor principal do segundo estágio; 12 – secção central interestágio; 13 – estrutura central interestágio; 14 – tanque de oxidante do primeiro estágio; 15 – secção inter-tanque; 16 – tanque de combustível do primeiro estágio; 17 – secção de transição posterior; 18 – aletas de estabilização; 19 – motor do primeiro estágio


Lançamento Veículo lançador

Data de Lançamento

Hora (UTC) Local de

Lançamento Satélites

1992-051 Y1 9-Ago-92 08:00:00 Jiuquan, 138 Fanhui Shi Weixing-2 (1)

(22072 1992-051A)

1994-037 Y2 3-Jul-94 08:00:00 Jiuquan, 138 Fanhui Shi Weixing-2 (2)

(23145 1994-037A)

1996-059 Y3 20-Out-96 07:20:00 Jiuquan, 138 Fanhui Shi Weixing-2 (3)

(24634 1996-059A)

2003-051 Y4 3-ov-03 07:20:04 Jiuquan, 603 Fanhui Shi Weixing-3 (1)

(28078 2003-051A)

2004-039 Y5 27-Set-04 08:00:04 Jiuquan, 603 Fanhui Shi Weixing-3 (2)

(28424 2004-039A)

2005-025 Y6 5-Jul-05 22:40:00 Jiuquan, 603 Shijian-7

(28737 2005-025A)

2005-033 Y7 29-Ago-05 08:45:04 Jiuquan, 603 Fanhui Shi Weixing-3 (3)

(28824 2005-033A)

2007-019 Y8 25-Mai-07 07:12:00 Jiuquan, 603

Yaogan Weixing-2 (31490 2007-019A Zheda Pixing-1

(31491 2007-019B)

2008-056 Y12 5-ov-08 00:15:06,909 Jiuquan, 603

Shiyan Weixing-3 (33433 2008-056A) Chuangxin-1 (2) 33434 2008-056B)

2008-061 Y9 1-Dez-08 04:42:00 Jiuquan, 603 Yaogan Weixing-4 (33446 2008-061A)

2009-069 Y10 9-Dez-09 08:42:00 Jiuquan, 603 Yaogan Weixing-7 (36110 2009-069A)

2010-027 Y15 15-Jun-10 01:39:04,115 Jiuquan, 603 Shijian-12

(36596 2010-027A)

2010-040 Y14 24-Ago-10 07:10:04,075 Jiuquan, 603 Tianhui-1

(36985 2010-040A)

2010-047 Y11 22-Set-10 02:42:00,835 Jiuquan, 603

Yaogan Weixing-11 (37165 2010-047A) Zheda Pixing-1A (1) (37166 2010-047B) Zheda Pixing-1A (2) (37167 2010-047C)

2011-068 Y19 20-ov-11 00:15:04,609 Jiuquan, 603

Chuangxin-1 (3) (37930 2011-068A) Shiyan Weixing-4 (37931 2011-068B)

2012-020 Y17 6-Mai-12 07:10:04,736 Jiuquan, 603 Tianhui-1B

(38256 2012-020A)


Yaogan-14 e Tiantuo-1 Com lançamentos regulares desde 2006, os satélites Yaigan Weixing são referidos pelas autoridades chinesas como sendo utilizados para a realização de experiências científicas, detecção remota de recursos terrestres, monitorização de colheitas e auxilio na redução e prevenção de desastres naturais. O mais recente satélite desta série, o Yaogan Weixing-14, foi lançado às 0706:04,493UTC do dia 10 de Maio de 2012 pelo foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B a partir do Complexo de Lançamento LC9 do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan. Juntamente com o Yaogan Weixing-14 foi lançado o pequeno satélite TT-1 Tiantuo-1.

A série Yaogan Weixing

No passado a então União Soviética utilizou a designação ‘Cosmos’ para esconder a verdadeira natureza de centenas e centenas de satélites que colocava em órbita, atribuindo-lhes uma natureza científica. Porém, cedo os especialistas Ocidentais estranharam tamanho investimento na Ciência por parte de uma nação e concluíram que a maior parte desses satélites teria uma aplicação militar.

Nos nossos dias algo de semelhante poderá estar a ocorrer com os satélites chineses da série Yaogan. Segundo as autoridades chinesas estes satélites são utilizados para a realização de experiências científicas, para levarem a cabo a detecção remota de recursos terrestre e estimar colheitas e para auxiliar nas tarefas de prevenção e redução de desastres naturais. Tirando estes objectivos, nada mais é referido sobre estes veículos.

Dos satélites até agora colocados em órbita foram identificados dois tipos, sendo alguns satélites destinados para a observação electro-óptica digital e outros para a observação utilizando radares SAR (Synthetic Aperture Radar). Os satélites de observação electro-óptica digital foram desenvolvidos pela 5ª Academia do CASC, enquanto que os satélites SAR foram desenvolvidos pela 8ª Academia do CASC.

A série de lançamento foi iniciada a 27 de Abril de 2006 com o lançamento do YG-1 Yaogan Weixing-1 por um foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C a partir do Centro de Lançamento de satélites de Taiyuan. O satélite foi colocado numa órbita com um apogeu a 621 km de altitude, perigeu a 602 km de altitude, inclinação orbital de 97,81º e período orbital de 96,93 minutos. Esta órbita foi posteriormente elevada para uma órbita circular operacional com um apogeu a 629 km de altitude, perigeu a 628 km de altitude, inclinação orbital de 97,87º e período orbital de 97,28 minutos. Ao se observar a carenagem de protecção de carga depressa se salienta o seu comprimento de 10 metros e o diâmetro de 3,8 metros. O YG-1 Yaogan Weixing-1 terá sido o primeiro satélite JB-5 Jianbing-5 destinado à observação através de um radar SAR.

O segundo satélite desta série seria lançado a 25 de Maio de 2007 por um foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D a partir do Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan. O YG-2 Yaogan Weixing-2 era colocado numa órbita com um apogeu a 655 km de altitude, perigeu a 630 km de altitude, inclinação orbital de 97,85º e período orbital de 97,57 minutos. As autoridades chinesas anunciavam os mesmos objectivos para a

missão, mas este lançamento diferia do anterior devido ao facto de o Yaogan Weixing-2 não ser a única carga presente a bordo do vector lançador sendo lançado também o satélite ZP-1 Zheda PiXing-1 ‘MEMS-Pico’ (31491 2007-019B). Este satélite teve como objectivo proporcionar uma plataforma orbital para o ensaio de novas tecnologias, tais como acelerómetros, micro-giroscópios e sensores de infravermelhos. Entretanto, os dados orbitais apontam para que o Yaogan Weixing-2 se encontre numa órbita com um apogeu a 658 km de altitude, perigeu a 631 km de altitude, inclinação orbital de 97,93º e período orbital de 97,61 minutos. Crê-se que na realidade que este tenha sido o primeiro de uma nova geração de satélites de reconhecimento digital electro-óptico JB-6 Jianbing-6. Estes satélites terão substituído os veículos FSW-4 que faziam regressar uma cápsula com filme contendo imagens obtidas durante a sua missão. Os novos satélites terão uma resolução de 0,6 metros a 1,9 metros.


Ainda em 2007, no dia 11 de Novembro, era lançado um foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C desde Taiyuan transportando o satélite YG-3 Yaogan Weixing-3. O satélite seria colocado numa órbita com um apogeu a 613 km de altitude, perigeu a 457 km de altitude,

inclinação orbital de 97,85º e período orbital de 95,34 minutos. O perigeu orbital seria elevado a 14 de Novembro para os 613 km de altitude com o apogeu a ser colocado nos 624 km. O satélite atingiria posteriormente uma órbita circular operacional com um apogeu a 630 km de altitude, perigeu a 627 km de altitude, inclinação orbital de 97,84º e período orbital de 97,28 minutos. O YG-3 terá sido o segundo satélite Jianbing-5

O satélite YG-4 Yaogan Weixing-4 seria lançado no 1 de Dezembro de 2008 por um foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D desde Jiuquan. Mais uma vez os detalhes técnicos acerca do novo satélite foram inexistentes, mas tendo por base a análise levada a cabo aos três satélites predecessores da série os analistas ocidentais concluíram que este novo satélite poder-se-á tratar do segundo veículo da série militar JB-6 Jianbing-6 de reconhecimento digital. As observações ópticas dos satélites Jianbing-6 deverão complementar as observações SAR levadas a cabo pelos satélites da série militar Jianbing-5 (YG-1 Yaogan-1 e YG-3 Yaogan-3).

No dia 15 de Dezembro de 2008 era lançado desde Taiyuan um foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B transportando o satélite YG-5 Yaogan Weixing-5. Apesar de já há vários meses se aguardar pelo lançamento deste satélite, a sua

natureza permanece, tal como acontece com os anteriores satélites Yaogan, envolta em mistério.

As referências iniciais a este lançamento indicavam a missão o primeiro satélite da série militar Jianbing-7. Não havendo muitos dados relativos a esta série de satélites crê-se que seja um novo tipo de satélite de observação. Observações posteriores verificaram que o satélite Zi Yuan-2 (3), também designado Jianbing-3 (3), havia sido removido da sua órbita antes do lançamento do Yangan-5. Esta manobra pode indicar que o Yangan-5 seja um novo tipo de satélite electro-óptico de 2ª geração que venha substituir os Jianbing-3.

Segundo o analista Phillip Clark, o satélite Yaogan-5 atingiu a sua órbita operacional a 20 de Dezembro ficando colocando numa órbita com um apogeu a 495 km de altitude, perigeu a 488 km de altitude e inclinação orbital de 94,44 minutos. De notar que o mesmo período orbital era utilizado pela série Jianbing-3, apesar de existiram ligeiras diferenças nas suas excentricidades orbitais o que resultava em apogeus e perigeus em altitudes diferentes.

A 21 de Abril de 2009 a secção de ciência e tecnologia da versão on-line do jornal People’s Daily, anunciava o lançamento do Yaogan Weixing-6 a 22 de Abril de 2009, referindo o lançamento de um satélite de detecção remota desde o Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan. O lançamento seria confirmado no mesmo dia pela agência de notícias Xinhua. O lançamento acabou por ter lugar às 0255:04,562UTC do dia 22 de Abril e foi levado a cabo por um foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C/III. Mais uma vez, e segundo a agência Xinhua o satélite YG-6 Yaogan Weixing-6 seria utilizado para “estudos dos recursos terrestres, protecção e vigilância ambiental, planeamento urbano, estimativa de colheitas, redução e

prevenção de desastres naturais, e para a realização de experiencias espaciais”. O Yaogan Weixing-6 foi desenvolvido pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai da Corporação Aeroespacial de Ciência e Tecnologia da China e segundo alguns analistas ocidentais, este satélite poderá ser o primeiro veículo da série militar JB-7 Jianbing-7, um novo tipo de veículo SAR de 2ª geração. Esta foi a primeira vez que um satélite Yaogan foi colocado em órbita por um foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C com o satélite a ser colocado num novo tipo de órbita tendo em conta esta série de satélites apontando-se assim para um satélite com uma massa inferior a 2.700 kg (JB-5 Jianbing-5). Os parâmetros orbitais iniciais do satélite eram: apogeu a 517 km de altitude, perigeu a 485 km de altitude, inclinação orbital de 97,65º e

período orbital de 94,63 minutos. A órbita foi posteriormente ajustada para um apogeu a 512 km de altitude, perigeu a 508 km de altitude, inclinação orbital de 97,59º e período orbital de 94,82 minutos.


A natureza do YG-6 acabou por ser revelada numa carta de felicitações enviada pela Academia de Ciências da China ao congratular o lançamento do satélite radar JB-7 Jianbing-7 (1).

Ainda antes do final de 2009 seriam lançados dois novos satélites desta série. A 9 de Dezembro era colocado em órbita o YG-7 Yaogan Weixing-7 por um foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D a partir de Jiuquan. O satélite, supostamente um veículo de observação electro-óptica, seria colocado numa órbita com um apogeu a 658 km de altitude, perigeu a 619 km de altitude, inclinação orbital de 97,84º e período orbital de 97,49 minutos. Os dados mais recentes mostram o satélite numa órbita com um apogeu a 661 km de altitude, perigeu a 622 km de altitude, inclinação orbital de 97,88º e período orbital de 97,56 minutos. A 15 de Dezembro era lançado um foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C que colocaria em órbita o satélite YG-8 Yaogan Weixing-8. A sua órbita inicial tinha um apogeu a 1.193 km de altitude, perigeu a 1.184 km de altitude, inclinação orbital de 100,50º e período orbital de 109,17 minutos. A órbita do Yaogan

Weixing-8, supostamente um veículo de observação electro-óptica (de 3ª geração?), desvia-se completamente dos parâmetros orbitais dos seus antecessores (apogeu a 1.205 km de altitude, perigeu a 1.192 km de altitude, inclinação orbital de 100,46º e período orbital de 109,39 minutos). Juntamente com o satélite YG-8 Yaogan Wexing-8 foi colocado em órbita o pequeno satélite XW-1 Xi Wang-1 (36122 2009-072B).

A missão do tripleto de satélites YG-9 Yaogan Weixing-9 diferiu mais uma vez dos parâmetros verificados em quase todos os lançamentos anteriores. De facto a 5 de Março de 2010 eram colocados em órbita três satélites por um foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C desde. As imagens do lançamento que foram divulgadas mostraram uma carenagem de protecção de carga muito maior do que habitualmente seria de esperar para uma missão deste tipo, o que levantou suspeitas sobre a natureza da carga a bordo do CZ-4C Chang Zheng-4C. De facto, observações posteriores vieram a confirmar a presença de três objectos activos em órbita resultantes deste lançamento.

Ao se verificar os parâmetros orbitais dos objectos em órbita, notou-se uma semelhança com o tipo de parâmetros orbitais usualmente associados aos satélites NOSS norte-americanos. Estes satélites, usualmente lançados em tripletos,

são utilizados para vigilância naval electrónica. O satélite Yaogan Weixing-9 é na realidade um conjunto de três satélites (um veículo principal e dois subsatélites). Certamente que as autoridades chinesas não irão revelar a natureza destes veículos, mas informações anteriormente publicadas por fontes chinesas e agora associadas a este lançamento, levam de facto a confirmar que a China terá assim dado início a um novo programa de vigilância marítima electrónica. Aparentemente os satélites terão sido fabricados na Academia de Tecnologia Espacial da China em Pequim

O satélite YG-10 Yaogan Weixing-10 foi lançado no dia 9 de Agosto de 2010. O lançamento teve lugar desde Taiyuan e foi levado a cabo por um foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C. O satélite foi colocado numa órbita inicial com um apogeu a 621 km de altitude, um perigeu a 607 km de


altitude, inclinação orbital de 97,82º e período orbital de 96,98 minutos. Mais uma vez as autoridades chinesas referiram este satélite como um veículo destinado a tarefas de detecção remota, mas o YG-10 Yaogan Weixing-10 pode ser na realidade um veículo de observação SAR. Os dados mais recentes indicam que o satélite se encontra numa órbita circular com um apogeu a 629 km de altitude, um perigeu a 628 km de altitude, inclinação orbital de 97,83º e período orbital de 97,28 minutos.

O satélite YG-11 Yaogan Weixing-11 lançado a 22 de Setembro de 2010 terá sido um novo veículo de observação electro-óptica.

O programa SAR

Os radares SAR são um instrumento de microondas que produz imagens de alta resolução da superfície da Terra em quaisquer condições atmosféricas e em qualquer hora do dia. Um instrumento SAR pode medir tanto a intensidade como a fase da radiação microondas emitida, originando não só uma alta sensibilidade à textura mas também em algumas capacidades tridimensionais. Enquanto os sistemas ópticos convencionais para obtenção de imagens são menos efectivos durante a noite e em más condições atmosféricas, o sistema SAR gera a sua própria radiação microondas que pode penetrar nas nuvens, neblina, águas baixas e mesmo no solo para obter imagens de alta resolução da superfície da Terra bem como debaixo de água e a baixa profundidade no solo.

O desenvolvimento por parte da China da tecnologia SAR foi iniciado em finais dos anos 70 do Século XX. Em 1981 foi operado pela primeira vez o primeiro sistema SAR mono-polarizado transportado por um avião. O sistema foi desenvolvido pelo Instituto de Pesquisa Electrónica da Academia de Ciências da China. O primeiro sistema SAR multi-polarizado foi introduzido nos anos 90 para a monitorização de inundações. O primeiro sistema operacional em tempo real que poderia analisar as imagens a bordo de um avião e transmiti-las para estações no solo foi introduzido em 1994.

Há muito que a China planeava colocar em órbita um satélite SAR para obter imagens em alta resolução tendo em vista a sua aplicação em quaisquer condições atmosféricas, nomeadamente na localização de forças navais do Estreito de Taiwan. A China também desenvolveu um interesse particular na potencial aplicação civil destes sistemas após os danos provocados pelas inundações e deslizamento de terras originados pelos tufões de 1994. Enquanto que a China utilizava sistemas de detecção remota por observação óptica, surgiu um interesse particular na obtenção de imagens através de microondas que poderia penetrar na região Sul da China quase permanentemente coberta de nuvens. Crê-se que o sistema espacial SAR da China tenha beneficiado da sua cooperação com a Rússia e com a Europa.

Por seu lado, o Exército de Libertação do Povo vê a obtenção de imagens pelos sistemas SAR como vital para a sua capacidade do domínio da informação em futuros conflitos. Ao contrário dos sistemas ópticos passivos convencionais, os sistemas SAR espaciais podem levar a cabo através das nuvens, chuva, nevoeiro e poeiras para detectar alvos no solo ou subsolo, e pode ser útil para a

Satélite Construtor Tipo

Yaogan Weixing-1 SAST SAR 1ª Geração

Yaogan Weixing-2 CAST EOpt



Yaogan Weixing-5 CAST EOpt 2ª Geração



Yaogan Weixing-8 SAST EOpt 3ª Geração

Yaogan Weixing-9 CAST Vig. Oceanog.



Yaogan Weixing-12 CAST EOpt 2ª Geração


Yaogan Weixing-14 CAST EOpt 4ª Geração?

Yaogan Weixing-15 SAST EOpt 3ª Geração


criação de mapas militares detalhados. Os engenheiros chineses têm examinado os satélites SAR como um meio de detectar submarinos inimigos em águas pouco profundas.

Satélite Designação Internacional

ORAD Data

Lançamento Hora UTC Veículo Lançador

Local Lançamento

Yaogan Weixing-1 2006-015 29092 27-Abr-06 22:48:00 CZ-4C Chang Zheng-4C

(Y1) Taiyuan, LC7

Yaogan Weixing-2 2007-019 31490 25-Mai-07 07:12:00 CZ-2D Chang Zheng-2D

(Y8) Jiuquan, 603

Yaogan Weixing-3 2007-055 32289 11-ov-07 22:48:34,843 CZ-4C Chang Zheng-4C

(Y3) Taiyuan, LC7

Yaogan Weixing-4 2008-061 33446 01-Dez-08 04:42:00 CZ-2D Chang Zheng-2D

(Y9) Jiuquan, 603

Yaogan Weixing-5 2008-064 33456 15-Dez-08 03:22:04,521 CZ-4B Chang Zheng-4B

(Y20) Taiyuan, LC9

Yaogan Weixing-6 2009-021 34839 22-Abr-09 02:55:04,562 CZ-2C Chang Zheng-2C

(Y19) Taiyuan, LC7

Yaogan Weixing-7 2009-069 36110 09-Dez-09 08:42:00 CZ-2D Chang Zheng-2D

(Y10) Jiuquan, 603

Yaogan Weixing-8 2009-072 36121 15-Dez-09 02:31:04,790 CZ-4C Chang Zheng-4C

(Y4) Taiyuan, LC9

Yaogan Weixing-9 2010-009 36413 05-Mar-10 04:55:05,227 CZ-4C Chang Zheng-4C

(Y5) Jiuquan, 603

Yaogan Weixing-10 2010-038 36834 09-Ago-10 22:49:05,551 CZ-4C Chang Zheng-4C

(Y6) Taiyuan, LC9

Yaogan Weixing-11 2010-047 37165 22-Set-10 01:42:00,835 CZ-2D Chang Zheng-2D

(Y11) Jiuquan, 603

Yaogan Weixing-12 2011-066 37874 11-ov-11 03:21:05,279 CZ-4B Chang Zheng-4B

(Y21) Taiyuan, LC9

Yaogan Weixing-13 2011-072 37941 29-ov-11 18:50:04,467 CZ-2C Chang Zheng-2C

(Y20) Taiyuan, LC9

Yaogan Weixing-14 2012-021 38257 10-Mai-12 07:06:04,493 CZ-4B Chang Zheng-4B

(Y12) Taiyuan, LC9

Yaogan Weixing-15 2012-029 38354 29-Mai-12 07:31:05,187 CZ-4C Chang Zheng-4C

(Y10) Taiyuan, LC9

A pesquisa e o desenvolvimento iniciais da primeira geração de sistemas SAR espaciais teve lugar em finais dos anos 80 e o desenvolvimento dos primeiros modelos deu-se em 1991. Em Maio de 1995 o Comité Estatal de Ciência e Tecnologia e o COSTIND aprovaram o desenho e os trabalhos associados aos sistemas de transmissão de dados em alta velocidade. Um sistema de simulação no solo para a primeira geração de satélites SAR foi desenvolvido pelo CAS e pelo BUAA em finais dos anos 90. Mesmo antes do lançamento da primeira geração de satélites SAR, já se havia iniciado a pesquisa da segunda geração destes sistemas. Segundo alguns relatórios, a segunda geração de satélites SAR estaria prevista para o 11º Plano de Desenvolvimento Quinquenal da

China (entre 2006 e 2010).

As principais empresas estatais envolvidas no desenvolvimento do sistema SAR incluem o Instituto Académico da China para as Ciências Electrónicas (instrumentos SAR), Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai (desenho do satélite e veículo lançador CZ-4B), Instituto 501 e Instituto 504 da Academia de Tecnologia Espacial da China, Instituto de Pesquisa de Tecnologia Electrónica de Nanjing, Instituto de Equipamento Electrónico do Sudoeste e a Universidade de Aeronáutica e astronáutica de Pequim (BUAA).

O Instituto de Pesquisa Electrónica do CAS foi designado, ao abrigo do Projecto 863, para desenvolver um sistema SAR nacional desde os finais dos anos 80. São escassos os detalhes disponíveis acerca do sistema SAR

transportado a bordo dos satélites JB-5 JianBing-5, mas alguma informação do CAS revelou que o protótipo do SAR desenvolvido, utiliza a banda L e é capaz de duas opções de resolução. Em modo de alta resolução o sistema possui uma resolução de 5 metros e um campo de visão de 40 km. Por outro lado, no modo de baixa resolução o sistema tem uma resolução de 20 metros e um campo de visão de 100 km. O protótipo foi testado a bordo de um avião e os resultados foram satisfatórios.


O foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B

Desenvolvido pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai, a família de lançadores Chang Zheng-4 é utilizada para a colocação de satélites em órbitas polares e órbitas sincronizadas com o Sol. São lançadores a três estágios de propolentes líquidos cujas raízes se encontram no foguetão FB-1 Feng Bao-1. A família destes lançadores consiste em três variantes: CZ-4A Chang Zheng-4A, CZ-4B Chang Zheng-4B e Chang Zheng-4C. Após o desenvolvimento do Feng Bao-1, a Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai foi incumbida do desenvolvimento do CZ-4. Aparentemente, este lançador seria um veículo suplente para o CZ-3B Chang Zheng-3B, com os dois primeiros estágios do CZ-4 a serem basicamente idênticos aos do foguetão CZ-3 Chang Zheng-3. O terceiro estágio do CZ-4 Chang Zheng-4 foi inteiramente desenvolvido pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai.

Após o sucesso do CZ-3B, a versão CZ-4 foi abandonada em 1982 e baseado no seu desenho foi introduzido o CZ-4A Chang Zheng-4A que é geralmente idêntico à primeira versão mas tendo uma massa no lançamento ligeiramente inferior8. O desenvolvimento do foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B (长征四号乙火箭) teve início em Fevereiro de 1989, com o primeiro lançamento previsto para ter lugar em 1997 mas acabando por só se realizar em 1999.

O CZ-4B Chang Zheng-4B (長征系列運載火箭) tem uma carenagem de protecção de maiores dimensões; o controlo electromecânico original foi substituído por um controlo electrónico; os sistemas de telemetria, seguimento, controlo e de auto-destruição foram melhorados e substituídos por dispositivos de menores dimensões; procedeu-se a uma revisão do desenho dos escapes dos motores do segundo estágio para melhor desempenho a elevada altitude; foi introduzido um sistema de gestão de consumo de propolente para o segundo estágio com o objectivo de reduzir o propolente residual e assim aumentar a capacidade de carga; e foi introduzido um sistema de ejecção de propolente para o terceiro estágio.

8 O CZ-4 Chang Zheng-4 tinha uma massa de 248.962 kg enquanto que o CZ-4A Chang Zheng-4A tinha uma massa de 241.092 kg.

O pequeno TT-1 Tiantuo-1

A bordo do foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B que colocou em órbita o satélite YG-14 Yaogan Weixing-14, encontrava-se um outro satélite, o pequeno TT-1 Tiantuo-1 (天拓) ‘Pioneiro Espacial’.

Este satélite irá levar a cabo experiências com um sistema de observação óptica, proceder à detecção da intensidade do oxigénio atómico à altitude da sua órbita e receber sinais do sistema marítimo AIS (Automatic Identification System).

As dimensões do satélite são 0,425 x 0,410 x 0,080 metros e a sua massa no lançamento foi de 9,3 kg.

O satélite foi construído pela Universidade Nacional de Tecnologia de Defesa e o projecto teve início em 2009, sendo o primeiro nano-satélite chinês que integra as funções de controlo, distribuição de energia, transferência de dados e controlo de atitude num único quadro de circuitos integrados.


CZ-4B

1º Estágio

L-182

2º Estágio

L-34

3º Estágio

L-14

Comprimento (m) 45,576 24,650 10,40 4,954

Diâmetro (m) 3,35 3,35 3,35 2,90

Massa bruta (kg) 248.470 193.330 38.580 13.140

Massa sem propolente (kg) 9.998 2.932 1.727

Massa do propolente (kg) 231.903 183.340 35.374 12.814

Motor - YF-21B (4xYF-20B) YF-24D (YF-22B / 4xYF-23B YF-40

Propolente - UDMH/N2O4 UDMH/N2O4 UDMH/N2O4

Força – nível do mar (k) 2.971 2.971 - -

Força – vácuo (k) - - 742,0 / 47,1 101,03

Impulso especifico (.s/kg) - 2.550 - -

Impulso especifico – vácuo (.s/kg) - - 2.822 / 2.834 2.971,4

Tempo de queima (s) 647,1 150,6 126,8 / 136,8 359,74

É capaz de colocar uma carga de 4.200 kg numa órbita terrestre baixa, 2.800 kg numa órbita sincronizada com o Sol ou 1.500 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O CZ-4B pode utilizar duas carenagens. Uma com um comprimento de 7,12 metros, diâmetro de 2,90 metros e um peso de 800 kg, e outra com um comprimento de 8,48 metros, diâmetro de 3,35 metros e um peso de 800 kg.

Imagens: http://blog.sina.com.cn/s/blog_4c9bf6fb0102e229.html


Uma versão equipada com oito propulsores laterais de combustível sólido foi estudada pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai. O foguetão Chang Zheng-4B-8S teria uma massa de 270.000 kg no lançamento e seria capaz de colocar 2.600 kg numa órbita polar ou sincronizada com o Sol.

A seguinte tabela mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B.

Lançamento Veículo lançador

Data de Lançamento

Hora (UTC) Local de

Lançamento Satélites

2006-046 Y10 23-Out-06 23:34:03 Taiyuan, LC7 Shijian-6 Grupo-2A (29505 2006-046A) Shijian-6 Grupo-2B (29506 2006-046C)

2007-042 Y17 19-Set-07 03:26:13.445 Taiyuan, LC7 CBERS-2B 'Ziyuan-1' (32062 2007-042A)

2008-053 Y22 25-Out-08 01:15:04.484 Taiyuan, LC9 Shijian-6 Grupo-3A (33408 2008-053A) Shijian-6 Grupo-3B (33409 2008-053B)

2008-064 Y20 15-Dez-08 03:22:04.521 Taiyuan, LC9 Yaogan Weixing-5 (33465 2008-064A)

2010-051 Y23 06-Out-10 00:49:05.433 Taiyuan, LC9 Shijian-6 Grupo-4A (37179 2010-051A) Shijian-6 Grupo-4B (37180 2010-051B)

2011-043 Y14 15-Ago-11 22:57:19,319 Taiyuan, LC9 HY-2A Haiyang-2A (37782 2011-043A)

2011-066 Y21 11-ov-11 03:21:05,279 Taiyuan, LC9 TX-1 Tianxun-1 (37874 2011-066A) YG-12 Yaogan Weixing-12 (37875 2011-066B)

2011-079 Y15 22-Dez-11 03:26:14,025 Taiyuan, LC9 ZY-1 Ziyuan-1 (2C) (38038 2011-079A)

2012-001 Y26 09-Jan-12 03:17:09,979 Taiyuan, LC9 ZY-3 Ziyuan-3 (38046 2012-001A) VesselSat-2 (38047 2012-001B)

2012-021 Y12 10-Mai-12 07:06:04,493 Taiyuan, LC9 YG-14 Yaogan Weixing-14 (38257 2012-021A)

TT-1 Tiantuo-1 (38258 2012-021B)


Missão comercial do Ariane-5ECA Senso a terceira missão da Arianespace em 2012, esta foi a segunda missão de um foguetão Ariane-5 após o lançamento que colocou em órbita o veículo de carga ATV-3 'Edoardo Amaldi' a 23 de Março.

A missão VA206 foi lançada sem qualquer problema no dia 15 de Maio transportando dois novos satélites de comunicações. A Arianespace reforça assim a sua posição de liderança no mercado internacional do lançamento, tendo ainda previstas outras oito missões em 2012.

A carga da missão VA206 A bordo do foguetão Ariane-5ECA (VA206/L562) foram transportados os satélites JCSAT-13 e Vinasat-2. Esta missão foi um evento importante para a Lockheed Martin Commercial Space Systems dado que os dois satélites transportados representaram os 100º e o 101º satélites geostacionários comerciais que foram construídos por esta empresa. Até esta missão, foram colocados em órbita pela Arianespace 41 satélites construídos pela empresa norte-americana.

O satélite JCSAT-13 foi o 27º satélite da operadora japonesa colocado em órbita pela Arianespace desde o JCSAT-1 em 1989. O satélite será operado pela empresa nipónica SKY Perfect JSAT Corporation e é optimizado para fornecer ligações de TV directas a partir da sua posição geostacionária para todo o arquipélago japonês, substituindo o satélite JCSAT-4A. Irá também fornecer serviços de satélite para o Sudeste asiático. O satélite será posicionado a 124º longitude Este.

O JCSAT-13 é baseado na plataforma A2100 AX e tinha uma massa de 4.528 kg no lançamento. As suas dimensões são 6,00 x 3,30 x 2,60 metros e a sua envergadura em órbita atinge os 27,00 metros. O satélite está equipado com 44 repetidores de banda Ku e quatro antenas que se encontravam armazenadas a quando do seu lançamento mas que se abriram após a sua entrada em órbita. Os painéis solares serão capazes de gerar 11,9 kW no final da sua vida útil de 15 anos e a energia é armazenada em baterias Ni-H. O satélite utiliza pequenos motores para as suas manobras orbitais que consomem NTO e N2H4. A sua estabilização é feita por rotação

em torno do seu eixo longitudinal a quando da sua separação e na fase de transferência orbital, tendo uma estabilização nos três eixos espaciais em órbita terrestre.

O satélite Vinasat-2 é o segundo satélite de comunicações do Vietname a ser colocaro em órbita pela Arianespace após o lançamento do Vinasat-1 em Abril de 2008. O satélite será operado pela Vietnam Post and Telecommunications Groups e é baseado na plataforma A2100 A, tendo uma massa de 2.964 kg no lançamento. As suas dimensões são 4,40 x 1,90 x 1,80 metros e a sua envergadura em órbita atinge os 18,90 metros. O satélite está equipado com 24 repetidores de banda Ku e duas antenas que se encontravam armazenadas a quando do seu lançamento mas que se abriram após a sua entrada em órbita. Os painéis solares serão capazes de gerar 7,6 kW no final da sua vida útil de 15 anos e a energia é armazenada em baterias Ni-H.


O satélite utiliza pequenos motores para as suas manobras orbitais que consomem MON3 e N2H4. A sua estabilização é feita por rotação em torno do seu eixo longitudinal a quando da sua separação e na fase de transferência orbital, tendo uma estabilização nos três eixos espaciais em órbita terrestre. O Vinasat-2 está operacional na órbita geossíncrona a 131,8º longitude Este e fornecerá serviços aos Vietname e as seus países vizinhos.

O Ariane-5ECA O super lançador europeu Ariane-5ECA 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).

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.

A tabela seguinte mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA.

Lançamento Missão Veículo lançador Data de

Lançamento Hora Satélites

2010-032 V195 L552 26-Jun-10 21:41:00 COMS-1 (36744 2010-032A)

Arabsat-5A (36745 2010-033B)

2010-037 V196 L554 4-Ago-10 20:59:00 ilesat-201 (36830 2010-037A)

Rascom-QAF 1R (36831 2010-037B)

2010-056 V197 L555 28-Out-10 21:51:00 Eutelsat-W3B (37206 2010-056A)

BSAT-3b (37207 2010-056B)

2010-065 V198 L556 26-ov-10 18:39:00 Hylas-1 (37237 2010-065A)

Intelsat-17 (37238 2010-065B)

2010-070 V199 L557 29-Dez-10 21:27:00 Hispasat-1E (37264 2010-070A) Koreasat-6 (37265 2010-070B)

2011-012 VA201 L558 30-Mar-11 21:37:00 YahSat-1A (37392 2011-012A)

Intelsat ew Dawn (373932011-011B)

2011-022 VA202 L559 20-Mai-11 20:37:00 GSAT-8 ‘Insat-4G’ (37605 2011-022A)

ST-2 (37606 2011-022B)

2011-041 VA203 L560 6-Ago-11 22:53:30 Astra-1 (37775 2011-041A)

BSAT-3c/JCSAT-110R (37776 2011-041B)

2011-049 VA204 L561 21-Set-11 21:23:00 Arabsat-5C (37809 2011-049A)

SES-2/CHIRP (37810 2011-049B)

2012-023 VZ206 L562 15-Mai-12 21:33:00 JCSAT-13 (38331 2012-023A) Vinasat-2 (38332 2012-023B)

Características do veículo L562 A missão VA206 foi o 62º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 2º em 2011. Este foi o 6º Ariane-5 da fase de produção PB que foi assinado em Março de 2009 para garantir a continuidade dos serviços de lançamento após a finalização da fase de produção PA que foi constituída por 30 veículos. A fase de produção PB será composta por 35 Ariane-5ECA e cobre o período de 2010 a 2016. Consequentemente, o lançador L562 é o 36º lançador a ser entregue à Arianespace, integrado e verificado sob a responsabilidade da Astrium.

Na sua configuração de carga dupla e utilizando o sistema Sylda-5 “A” (Sylda-5 n.º 49-A) e uma carenagem longa (construída pela RUAG Aerospace) com uma altura total de 17 metros e um diâmetro de 5,4 metros, o satélite JCSAT-13 ocupou a posição superior colocado sobre um adaptador PAS 1194C (desenvolvido pela EADS-CASA) e o satélite Vinasat-2 a posição inferior colocado sobre um adaptador PAS 1194C no interior do adaptador Sylda-5A colocado sobre um sistema de absorção de choques MFD-C (desenvolvido pela CASA). A carenagem estava protegida pelo novo produto FAP (Fairing Acoustic Protection), que é utilizado desde a missão V175 (veículo L534).


A missão VA206 O principal objectivo da missão VA206 era o de colocar os satélites JCSAT-13 e Vinasat-2 numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 35.756 km de altitude, perigeu a 250 km de altitude, inclinação orbital de 2,0º, argumento do perigeu de 178º e longitude do nodo ascendente de -122,89º9.

Tendo em conta os adaptadores de carga e a estrutura Sylda-5, a performance total requerida do lançador para a órbita descrita era de 8.300 kg. De recordar que a máxima performance conseguida pelo Ariane-5ECA é de cerca de 10.000 kg, performance esta que foi atingida na missão VA201 a 22 de Abril de 2011 com o veículo L558 para uma órbita standard com uma inclinação de 6º. Isto também demonstra a capacidade do lançador em termos de massa de carga. Parte da margem de performance é utilizada para reduzir a inclinação da órbita alvo.

Fases de voo

Tomando H0 como a referência temporal básica (1s antes da abertura da válvula de hidrogénio na câmara de combustão do motor Vulcan do primeiro estágio EPC), a ignição do Vulcain ocorre a H0+2,7s. A confirmação da operação normal do Vulcain autoriza a ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido (EAP) a H0+7,05s, levando ao lançamento.

A massa no lançamento é de cerca de 773.000 kg e a força inicial é de 13.000 kN (dos quais 90% é originada pelos EAP).

Após uma ascensão vertical de 5s para permitir que o lançador deixe o complexo ELA3, incluindo, em particular, os pilões

eléctricos, o foguetão executa uma operação de inclinação no plano da trajectória, seguindo-se uma operação de rotação cinco segundos mais tarde para posicionar o plano dos EAP perpendicularmente ao plano da trajectória. O ângulo de azimute de lançamento foi de 93º em relação a Norte.

A fase de voo dos EAP continua a um ângulo de incidência nulo ao longo do voo atmosférico e até à separação dos propulsores laterais. O propósito destas operações é o de optimizar a trajectória e assim maximizar a performance, obter uma ligação rádio satisfatória com as estações no solo, e cumprir as cargas estruturais e limites de controlo de atitude. A sequência de separação dos EAP é iniciada quando um limite de aceleração é detectado, quando o nível de força do propolente sólido baixa. A separação ocorre no segundo imediato. Este é o tempo de referência H1, e ocorre a cerca de H0+144s a uma altitude de 70,0 km e a uma velocidade relativa de 2,001 m/s.

No resto do voo na fase EPC, o veículo segue uma regra de altitude controlada em tempo real pelo computador de bordo tendo por base informações recebidas pela unidade de navegação. Esta regra optimiza a trajectória ao minimizar o tempo de queima e consequentemente o consumo de propolente.

9 Este valor é em relação a um eixo fixo (Ho – 3s) e passando pelo complexo de lançamento ELA3. O Ho é a referência temporal básica (1 s antes da válvula de hidrogénio da câmara de combustão do motor Vulcain ser aberta). A ignição do Vulcain ocorre a H0 + 2,7 s.


A carenagem de protecção é separada durante a fase de voo EPC logo que os níveis de fluxo aerodinâmico são suficientemente baixos para não terem impacto na carga. Para a missão VA206, a separação da carenagem ocorreu a uma altitude de 107 km, 191 segundos após o lançamento. A fase de propulsão EPC tem como objectivo uma órbita predeterminada estabelecida em relação a requisitos de segurança e á necessidade de controlar a operação quando o EPC cai de volta para a Terra no Oceano Atlântico.

O final da queima do motor Vulcain ocorre quando são atingidas as seguintes características orbitais: apogeu a 201,0 km de altitude, perigeu a -1.146,0 km de altitude, inclinação orbital de 7,31º, argumento do perigeu de -40,6º e longitude do nodo ascendente de -123,7º. Este é o tempo de referência H2 e ocorre a H0+533,8s.

O estágio criogénico principal cai então para o Atlântico após a separação, destruindo-se numa reentrada atmosférica a uma altitude entre os 80 km e os 60 km devido às cargas geradas pelo atrito. O estágio deve ser despressurizado para evitar o risco de explosão devido ao sobreaquecimento do hidrogénio residual. Uma válvula lateral do tanque de hidrogénio, actuada por um temporizador que é activado pela separação do EPC, é utilizada para este propósito. Esta força lateral é também utilizada para fazer com que o EPC entre numa rotação, reduzindo assim a dispersão dos detritos originados na reentrada. O ângulo de reentrada do estágio criogénico é de -3,36º e a longitude do ponto de impacto é registada a 4,1º O.

O voo do ESC-A tem uma duração de cerca de 16 minutos. Esta fase de voo é finalizada por um comendo enviado pelo OBC, quando o computador estima, a partir de dados calculados pela unidade de orientação inercial, que a órbita alvo foi atingida.

Esta é a referência temporal H3 e ocorre a H0+1.499,0s.

O propósito da fase balística seguinte é o de: a) orientar o conjunto na direcção requerida para a separação dos dois satélites e na direcção necessária para a separação do adaptador Sylda-5; b) estabilização nos três eixos espaciais antes da separação do JCSAT-13 e da Sylda-5; c) colocar o conjunto numa lenta rotação antes da separação do satélite Vinasat-2; d) separação dos satélites JCSAT-13 e Vinasat-2, além do adaptador Sylda-5; e) rotação final do conjunto a 45º/s; e f) despressurização do estágio ESC-A (tanques de oxigénio líquido e hidrogénio líquido), precedida de uma fase de despressurização que envolve a abertura simultânea de oito escapes SCAR. Estas operações contribuam para a gestão a curto e médio prazo da distância mútua dos objectos em órbita. A fase balística da missão é composta por 25 fases elementares que incluem a separação do Arabsat-5C, a separação da Sylda-5 e a separação do SES-2.

Lançamento da missão VA206 Integração

A campanha para o lançamento da missão VA206 teve início a 6 de Fevereiro de 2012 tendo sido no mesmo dia iniciado o processo de integração do foguetão Ariane-5ECA (L562) com a colocação do estágio EPC na plataforma móvel de lançamento no interior do edifício BIL (Basic Integration Building), após a sua despressurização. Neste mesmo dia e no dia seguinte procedeu-se à transferência dos dois propulsores laterais de combustível sólido EAP, sendo integrados no EPC a 7 de Fevereiro. O sistema compósito superior foi despressurizado e colocado em posição a 10 de Fevereiro. O controlo de síntese do lançador ocorreu a 5 de Março. Nesta fase faz-se um controlo de qualidade do lançador que seria aceite pela Arianespace a 14 de Março


A 11 de Abril chegavam a Kourou os dois satélites que seriam lançados nesta missão, iniciando-se logo de seguida as respectivas campanhas de preparação para o lançamento no edifício S5C. Neste mesmo dia o foguetão Ariane-5ECA (L562) era transferido do BIL para o FAB (Final Assembly Building).

As operações de abastecimento do satélite JCSAT-13 decorreram entre 24 e 26 de Abril enquanto que as operações de abastecimento do Vinasat-2 decorreram entre 25 e 27 de Abril. No dia 28 o satélite Vinasat-2 é colocado no seu adaptador com o conjunto a ser

transferido para o BAF a 30 e integrado no Sylda no dia 2 de Maio. Por seu lado, o satélite Vinasat-2 é montado no seu adaptador a 2 de Maio e é transferido para o BAF a 3 de Maio, sendo integrado no lançador ocorre no dia seguinte. A integração da carenagem com o adaptador Sylda ocorria a 3 de Maio e a 5 de Maio ocorre a integração do sistema compósito (JCSAT-13 + PAS 1194C + Sylda + carenagem) no lançador. O ensaio geral do lançamento ocorreu a 9 de Maio e o Flight Readiness Review, no qual se revê todos os procedimentos e preparativos para o lançamento teve lugar no dia 12, com o lançador a ser armado nesse mesmo dia. No final do Flight Readiness Review é dada a luz verde para o transporte do lançador para o Complexo de Lançamento ELA3 (ZL3) que ocorre a 14 de Maio. O abastecimento da esfera de hélio do estágio EPC teve lugar nesse mesmo dia e a contagem decrescente final iniciava-se a 15 de Maio.

A contagem decrescente final inicia-se a H0 – 7h 30m e inclui todas as operações de preparação do lançador, satélites e base de lançamento. A execução correcta de todas as operações leva à autorização da ignição do motor Vulcain seguindo-se a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido na hora de lançamento seleccionada, o mais cedo possível dentro da janela de lançamento para os satélites. A contagem decrescente termina

com uma sequência sincronizada gerida pelos computadores do Ariane-5ECA e que se inicia a H0-7 m. Em alguns casos, uma sequência pré-sincronizada pode ser necessária para optimizar o abastecimento do estágio criogénico principal. Se uma paragem na contagem decrescente coloca o tempo Ho fora da janela de lançamento, o lançamento é adiado para D+1 ou D+2, isto é um ou dois dias depois da data inicial de lançamento, dependendo do problema e da solução adoptada.

A janela de lançamento para a missão VA204 decorria entre as 2138UTC e as 2302UTC do dia 20 de Setembro, com uma duração de 84 minutos.

A H0-7h 30m, no início da contagem decrescente final, procede-se á verificação dos sistemas eléctricos e aos procedimentos de preparação e configuração do EPC e do motor Vulcain para o condicionamento térmico e posterior abastecimento. Os preparativos finais da plataforma de lançamento decorrem a H0-6h


com o encerramento de portas, remoção das barreiras de segurança e configuração dos circuitos de fluidos em preparação do abastecimento do lançador. Nesta fase, o programa de voo é inserido nos computadores do Ariane-5ECA e procede-se ao teste das ligações de rádio entre o lançador e o centro de controlo. O alinhamento das unidades de orientação inercial decorre nesta fase dos preparativos para o lançamento. A evacuação do pessoal técnico da plataforma de lançamento ocorre a H0-5h e inicia-se o abastecimento do EPC em quatro fases: primeiro, dá-se a pressurização dos tanques de abastecimento (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); segundo, procede-se ao condicionamento térmico das condutas de abastecimento para assim poderem lidar com as baixas temperaturas dos propolentes criogénicos (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); terceiro, dá-se o abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 2h); e finalmente quarto, mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.

A pressurização dos sistemas de controlo de atitude e de comando ocorre a H0-5h. A H0-4h inicia-se o abastecimento do estágio superior criogénico ESC-A, sendo também feito em quatro fases: pressurização dos tanques de abastecimento (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); condicionamento térmico durante 30 minutos das condutas de abastecimento para assim poderem lidar com as baixas temperaturas dos propolentes criogénicos; abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 1h); e finalmente mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.


O condicionamento térmico do motor Vulcain ocorre a H0-3h. Os preparativos para o início da sequência sincronizada têm lugar a H0-30m e a sequência sincronizada iniciou-se às 2126UTC (H0-7m). As operações da sequência sincronizada são controladas de forma automática e exclusivamente pelo computador operacional de verificação e comando CCO (Operational Checkout-Computer) localizado no Complexo de Lançamento ELA3. Durante esta sequência, todos os elementos que estão envolvidos no lançamento são sincronizados pelo tempo de contagem decrescente distribuídos por todo o centro espacial. Durante a fase inicial, e até H0 – 6s, o lançador é gradualmente transferido para a sua configuração de voo pelo computador CCO. Se a sequência sincronizada é suspensa, o lançador é transferido de forma automática para a sua configuração a H0-7m. Na segunda fase da sequência (uma fase irreversível) que decorre entre H0-6s até H0-3,2s, a sequência sincronizada já não é dependente da contagem decrescente do centro espacial, operando de acordo com um relógio interno. A fase final é a ignição do lançador. A sequência de ignição é controlada exclusivamente pelo computador de bordo OBC (On-Board Computer). Os sistemas no solo executam um número de acções em paralelo com a sequência de ignição de bordo.

A H0-6m 30s finaliza o abastecimento de hidrogénio líquido e de oxigénio líquido com os volumes de propolente ao nível necessário para a missão. Nesta altura são abertas as válvulas de inundação de segurança da plataforma de lançamento e são armadas as barreiras das condutas de segurança pirotécnicas. A esfera de hélio do estágio ESC-A é isolada a H0-6m. A H0-4m dá-se a pressurização dos tanques do estágio EPC, o isolamento dos tanques e início da purga da interface umbilical entre os sistemas do solo e o estágio EPC. Nesta altura é finalizado o abastecimento de oxigénio líquido ao estágio superior, fazendo-se a transição do oxigénio líquido para a pressão de voo. O final do abastecimento de hidrogénio líquido ao estágio superior dá-se a H0-3m 40s e procede-se ao cálculo do tempo H0, verificando-se que o segundo computador de bordo foi alterado para ‘modo de observação’. A H0-3m 10s o hidrogénio líquido do estágio superior criogénico encontra-se na pressão de voo. O valor do H0 é inserido nos dois computadores de bordo a H0-3m e é comparado com o valor a H0 no solo.

O aquecimento eléctrico das baterias do EPC e da secção de equipamento do lançador dá-se a H0-2m 30s ao mesmo tempo que se procede à desactivação do sistema de aquecimento eléctrico do sistema de ignição do motor Vulcain-2. A H0-2m dá-se a abertura das membranas das válvulas do Vulcain-2 e a válvula do condicionamento térmico do motor é encerrada. A pré-deflexão do da tubeira HM7B ocorre a H0-1m 50s e o fornecimento de energia eléctrica ao lançador é transferido para a fonte a bordo do lançador a H0-1m 5s. Nesta fase termina a pressurização dos tanques do estágio ESC-A a partir do solo e inicia-se a verificação da selagem das válvulas do estágio.


O início do sistema de controlo automático da sequência de ignição tem lugar a H0-37s, ao mesmo tempo que são activados os gravadores de bordo e são armadas as linhas de segurança pirotécnicas. Segue-se a H0-30s a verificação da purga do circuito umbilical entre o solo e o lançador e são abertas as válvulas do estágio EPC. Os sistemas de controlo de atitude do estágio EPC são activados a H0-22s, dando-se nesta altura a autorização para a transferência para o controlo de bordo.

O sistema de correcção do efeito POGO é activado a H0-16,5s e procede-se à ventilação da carenagem e da secção de equipamento do lançador. As válvulas do sistema de supressão de ondas de choque são abertas a H0-12s.

A sequência irreversível inicia-se a H0-6s com a activação e ignição do sistema AMEF para queimar o hidrogénio residual que se possa ter acumulado na plataforma de lançamento. São enviados os comandos para a retracção dos braços de abastecimento criogénico. O fusível de controlo de comunicação de informação é transferido para o lançador.

A sequência de ignição inicia-se a H0-3s com a verificação do estado do computador, transferência dos sistema de orientação inercial para o modo de voo, monitorização das pressões do oxigénio e do hidrogénio líquido, e activação das funções de controlo de navegação, orientação e atitude. A deflexão da tubeira HM7B é verificada a H0-2,5s e a H0-1,4 é encerrada a válvula de purga do motor. A H0-0,2s é verificada a recepção do sinal de ‘retracção dos braços criogénico’ enviado pelo computador de bordo.

Entre H0 e a H0+6,65s dá-se a ignição do motor Vulcain-2 e a verificação da sua operação correcta (o tempo a H0+1s corresponde à abertura da válvula da câmara de hidrogénio). O final da verificação da operação motor principal ocorre a H0+6,9s e a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido ocorre a H0+7,05s.

O lançamento da missão VA206 teve lugar às 2133UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,30s. A T+12,62s iniciava-se a manobra de inclinação e a T+17,05s iniciava-se a manobra de rotação do lançador em torno do seu eixo longitudinal. Esta manobra terminava a T+32,05s. O foguetão Ariane-5ECA atingia a velocidade do som a T+49,8s. A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 25s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu a T+3m 11s.

A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+7m 44s e a T+8m 54s terminava a queima do estágio criogénico principal EPC, com a sua separação a ter lugar a T+8m 59s. A ignição do estágio criogénico superior

ocorria a T+9m 4s e os dados telemétricos do lançador começavam a ser recebido pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 19s, começando a ser recebidos na estação de Libreville a T+18m 16s (depois dos dados deixarem de ser recebidos em Galliot – 9m 4s – e em Natal – 12m 49s). Entretanto, o ponto de altitude mínima na trajectória (a 196,3 km) é atingido a T+13m 05s. A estação de Malindi começava a receber a telemetria do Ariane-5ECA a T+23m 13s (perdendo-se a ligação na Ilha de Ascensão a 13m 19s).

O final da queima do estágio superior ESC-A ocorria a T+24m 59s com o lançador a entrar na fase balística. O procedimento para a separação do satélite JCSAT-13 iniciava-se a T+25m 4s com a orientação do conjunto e posterior estabilização, seguindo-se a estabilização do satélite a T+35m 50s. O JCSAT-13 separava-se às 2159UTC (T+26m 35s).

O conjunto é agora formado pelo estágio ESC-A, pelo adaptador Sylda-5 e pelo satélite Vinasat-2. Logo após a separação do JCSAT-13, iniciava-se o procedimento de orientação do conjunto em preparação da separação do adaptador Sylda-5 que ocorria a T+35m 00s. De seguida (T+35m 10s) iniciava-se a manobra de orientação e estabilização (T+35m 50s) para a separação do satélite Vinasat-2 que ocorria às 2209UTC (T+36m 1s).

Com os dois satélites agora em órbita, era tempo de colocar o estágio ESC-A numa órbita segura e afastada dos satélites. O estágio era orientado para a manobra de separação a T+37m 24s e colocado com uma rotação de 45º/s a T+42m 35s. O tanque de oxigénio era colocado em modo passivo a T+45m 6s e o início do modo passivo para o ESC-A dava-se a T+48m 32s.

A separação dos satélites teve lugar numa órbita com um apogeu a 35.911 km de altitude, perigeu a 249,9 km de altitude e inclinação orbital de 2º. Após a separação ambos os satélites utilizariam os seus próprios meios de propulsão para atingir a órbita geossíncrona.


O último Soyuz-U desde Plesetsk As Forças Militares Russas levaram a cabo o lançamento de um satélite militar do tipo Kobalt-M (Yantar-4K2M) que recebeu a designação Cosmos 2480 após entrar em órbita terrestre. O lançamento teve lugar às 1405:00,311UTC e foi levado a cabo pelo foguetão 11A511U Soyuz-U (229) a partir do Complexo de Lançamento LC16/2 do Cosmódromo GIK-1 Plesetsk, Rússia.

Este foi o último foguetão 11A511U Soyuz-U a ser lançado desde aquele cosmódromo, marcando assim o final de uma era. Os satélites que usualmente seriam colocados em órbita por estes lançadores, serão agora lançados pelos novos 14A114 Soyuz-2.

Origem dos satélites Yantar-4K2M

A 21 de Julho de 1967 é emitido do Decreto Governamental 715-240 “Sobre o desenvolvimento de sistemas espaciais para reconhecimento naval nomeadamente o satélite US e um foguetão derivado do míssil R-36 – desenvolvimento de trabalhos sobre o

satélite de reconhecimento naval US, aprovação dos trabalhos no satélite Yantar-2K e desenrolar dos trabalhos no veículo 7K-VI

Zvezda”. Com este decreto foi proposta toda uma família de veículos Yantar pelo bureau de Kozlov durante o desenvolvimento inicial. O satélite Yantar foi derivado originalmente a partir dos veículos Soyuz, incluindo os sistemas desenvolvidos para o veículo militar Soyuz VI. Durante a fase de desenho e desenvolvimento este aspecto foi alterado até que o veículo resultante tinha pouco em comum com os veículos Soyuz.

Após os numerosos problemas nos primeiros voos de ensaio das 7K-OK Soyuz, Kozlov ordenou uma alteração completa no desenho do veículo militar tripulado 7K-VI. O novo veículo, capaz de transportar uma tripulação de dois cosmonautas, teria uma massa total de 6600 kg e poderia operar durante um mês em órbita terrestre. O novo desenho alterava a posição do módulo de descida e do módulo orbital da Soyuz e possuía uma massa que ultrapassava em 300 kg a capacidade do lançador 11A511 Soyuz. Por esta razão Kozlov desenhou uma nova variante deste lançador, o 11A511M Soyuz-M. O projecto foi aprovado pelo Comité Central do Partido Comunista com o primeiro voo previsto para ter lugar em 1968 e com as operações a serem iniciadas em 1969. Infelizmente o novo lançador, cujas diferenças em relação ao modelo inicial são desconhecidas, nunca foi produzido.

Entretanto o desenvolvimento do satélite Yantar-2K foi levado por adiante mas os primeiros voos de ensaio mostraram que o veículo não era capaz de proporcionar um aviso de ataque estratégico. Um encontro do Conselho de Desenhadores Chefe no TsSKB que teve lugar em Maio de 1977 levou a cabo uma revisão de planos alternativos. Três outras variantes seriam desenvolvidas, sendo uma delas o satélite de alta resolução Yantar-4K. Este projecto deveria ser implementado em duas fases: o Yantar-4K1, lançado pelo foguetão 11A511U Soyuz-U, e o Yantar-4K2, que deveria ser lançado pelo foguetão 11K77 Zenit-2.

O modelo Yantar-4K1 iria aumentar o tempo de vida operacional em 50% com o satélite a permanecer em órbita durante 45 dias tendo um sistema de obtenção de imagens melhorado, a câmara Zhemchug-18 desenhada pela empresa PO Krasnogorskiy Zavod. Este modelo poderia obter imagens até um ângulo de 60º à esquerda ou à direita da sua trajectória orbital, possuindo uma maior quantidade de filme do que as versões anteriores. Externamente os dois modelos eram difíceis de distinguir e as suas massas eram virtualmente iguais, sendo utilizado o lançador 11A511U Soyuz-U para colocar o satélite em órbita.

O projecto de desenvolvimento decorreu sem qualquer problema e de forma rápida com o primeiro modelo de voo a estar pronto em 1979. O primeiro voo teve lugar a 27 de Abril de 1979 (Cosmos 1097) e teve uma duração de 30 dias. Uma segunda missão foi colocada em órbita a 29 de Abril de 1980 (Cosmos 1177) e também decorreu sem problemas levando a uma missão de teste lançada a 30 de Outubro desse mesmo ano que serviu de aceitação do sistema. O modelo Yantar-4K1 foi aceite para serviço militar em 1982 com o nome de código Oktan. Em 1984 a produção dos satélites foi transferida do TsKB Samara para o KB Arsenal devido a problemas de capacidade de fabrico.

Os modelos Yantar-4K1 vieram substituir os satélites de reconhecimento da série Zenit. Após o ano 2000 surgiram os modelos melhorados do Yantar-4K2M designados Kobalt-M. A designação Kobalt havia sido originalmente atribuída aos modelos Yantar-4K2 que seriam colocados em órbita pelo foguetão 11K77 Zenit-2.


ome Desig. Int. ORAD Data

Lançamento Hora (UTC) Local Lançamento Data de recuperação

Cosmos 2410 2004-008A 28396 24-Set-04 16:49:59,929 GIK-1 Plesetsk, LC16/1 9-Jan-05 Cosmos 2420 2006-017A 29111 3-Mai-06 17:38:01,027 GIK-1 Plesetsk, LC16/2 16-Jul-06 Cosmos 2427 2007-022A 31595 7-Jun-07 18:00:00,739 GIK-1 Plesetsk, LC16/1 22-Ago-07 Cosmos 2445 2008-058A 33439 14-ov-08 15:50:00,140 GIK-1 Plesetsk, LC16/2 23-Fev-09 Cosmos 2450 2009-022A 34871 29-Abr-09 16:58:00,157 GIK-1 Plesetsk, LC16/2 27-Jul-09 Cosmos 2462 2010-014A 36511 16-Abr-10 15:00:00,216 GIK-1 Plesetsk, LC16/2 21-Jul-10 Cosmos 2472 2011-028A 37727 27-Jun-11 15:59:59,907 GIK-1 Plesetsk, LC16/2 24-Out-11 Cosmos 2480 2012-024 38335 17-Mai-12 14:05:00,311 GIK-1 Plesetsk, LC16/2

Os satélites Yantar-4K2M operam em órbitas típicas com um perigeu a 171 km de altitude, apogeu a 334 km de altitude e com uma inclinação orbital de 65,7º. Têm um comprimento de 6,30 metros e um diâmetro máximo de 2,70 metros. A sua massa é de aproximadamente 6600 kg.

O Cosmos 2480 (11Ф695M Кобальт-М n.º 563) ficou colocado numa órbita com um apogeu a 254,9 km de altitude, perigeu a 186,8 km de altitude e inclinação orbital de 81,38º, tendo a separação do estágio Blok-I ocorrido às 1413UTC. Tal como aconteceu com o satélite Cosmos 2472, o novo Kobalt-M foi colocado numa órbita com inclinação de 81/82º, sendo o segundo da série a ser colocado numa órbita de 81,4º desde 1979.

Esta tabela mostra os satélites desta série colocados em órbita. Todos os lançamentos foram levados a cabo por foguetões 11A511U Soyuz-U. Tabela: Rui C. Barbosa.


O foguetão 11A511U Soyuz-U

O foguetão 11A511U Soyuz-U (11A511У Союз-У) é a versão do lançador 11A511 Soyuz, mais utilizada pela Rússia para colocar em órbita os mais variados tipos de satélites. Pertencente à família do R-7, o Soyuz-U também tem as designações SS-6 Sapwood (NATO), SL-4 (departamento de Defesa dos Estados Unidos), A-2 (Designação Sheldom). O Soyuz-U é fabricado pelo Centro Espacial Estatal Progress de Produção e Pesquisa em Foguetões (TsSKB Progress) em Samara, sobre contrato com a agência espacial russa.

O foguetão 11A511U Soyuz-U com o cargueiro Progress M tem um peso de 313.000 kg no lançamento, pesando aproximadamente 297.000 kg sem a sua carga. Sem combustível o veículo atinge os 26.500 kg (contando com a ogiva de protecção da carga). O foguetão tem uma altura máxima de 36,5 metros (sem o módulo orbital). É capaz de colocar uma carga de 6.855 kg numa órbita média a 220 km de altitude e com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre. No total desenvolve uma força de 410.464 kgf no lançamento, tendo uma massa total de 297.400 kg. O seu comprimento atinge os 51,1 metros e a sua envergadura com os quatro propulsores laterais é de 10,3 metros.

O módulo orbital (onde está localizada a carga a transportar) pode ter uma altura entre os 7,31 metros e os 10,14 metros dependendo da carga. O diâmetro máximo da sua secção cilíndrica varia entre os 2,7 metros e os 3,3 metros (dependendo da carga a transportar). O foguetão possui um sistema de controlo analógico e tem uma precisão na inserção orbital de 10 km em respeito à altitude, 6 segundos em respeito ao período orbital e de 2’ no que diz respeito ao ângulo de inclinação orbital. É um veículo de três estágios, sendo o primeiro estágio constituído por quatro propulsores laterais a combustível líquido designados Blok B, V, G e D. Cada propulsor tem um peso de 43.400 kg, pesando 3800 kg sem combustível. O seu comprimento máximo é de 19,8 metros e a sua envergadura é de 3,82 metros. O tanque de propolente (querosene e oxigénio) tem um diâmetro de 2,68 metros. Cada propulsor tem como componentes auxiliares as unidades de actuação das turbo-bombas (peróxido de hidrogénio) e os componentes auxiliares de pressurização dos tanques de propolente (nitrogénio).

Cada propulsor tem um motor RD-117 e o tempo de queima é de cerca de 118 s. O RD-117 desenvolve 101.130 kgf no vácuo durante 118 s. O seu Ies é de 314 s e o Ies-nm é de 257 s, sendo o Tq de 118 s. Cada motor tem um peso de 1.200 kg, um diâmetro de 1,4 metros e um comprimento de 2,9 metros. Têm quatro câmaras de combustão que desenvolvem uma pressão no interior de 58,50 bar. Este motor foi desenhado por Valentin Glushko.

O Blok A constitui o corpo principal do lançador e é o segundo estágio, estando equipado com um motor RD-118. Tendo um peso bruto de 99500 kg, este estágio pesa 6.550 kg sem combustível e é capaz de desenvolver 99.700 kgf no vácuo. Tem um Ies de 315 s e um Tq de 280s. Como propolentes usa o LOX e o querosene (capazes de desenvolver um Isp-nm de 248 s). O Blok A tem um comprimento de 27,1 metros e um diâmetro de 2,95 metros. O diâmetro máximo dos tanques de propolente é de 2,66 metros.

Este estágio tem como componentes auxiliares as unidades de actuação das turbo-bombas (peróxido de hidrogénio) e os componentes auxiliares de pressurização dos tanques de propolente (nitrogénio). O motor RD-118 foi desenhado por Valentin Glushko nos anos 60. É capaz de desenvolver uma força de 101.632 kgf no vácuo, tendo um Ies de 315 s e um Ies-nm de 248 s. O seu tempo de queima é de 286 s. O peso do motor é de 1.400 kg, tendo um diâmetro de 1,4 metros, um comprimento de 2,9 metros. As suas quatro câmaras de combustão desenvolvem uma pressão de 51,00 bar.

O terceiro e último estágio do lançador é o Blok I equipado com um motor RD-0110. Tem um peso bruto de 25.300 kg e sem combustível pesa 2.710 kg. É capaz de desenvolver 30.400 kgf e o seu Ies é de 330 s, tendo um tempo de queima de 230 s. Tem um


comprimento de 6,7 metros (podendo atingir os 9,4 metros dependendo da carga a transportar) e um diâmetro de 2,66 metros (com uma envergadura de 2,95 metros), utilizando como propolentes o LOX e o querosene. O motor RD-0110, também designado RD-461, foi desenhado por Semyon Ariyevich Kosberg. Tem um peso de 408 kg e possui quatro câmaras de combustão que desenvolvem uma pressão de 68,20 bar. No vácuo desenvolve uma força de 30.380 kgf, tendo um Ies de 326 s e um tempo de queima de 250 s. Tem um diâmetro de 2,2 metros e um comprimento de 1,6 metros. A tabela seguinte indica os últimos dez lançamentos orbitais levados a cabo com o foguetão 11A511U Soyuz-U.

Lançamento Data Hora UTC Veículo Lançador Local Lançamento Plat. Lanç. Carga

2010-055 27-Out-10 15:11:49.852 И15000-123 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-08M (37196 2010-055A)

2011-004 28-Jan-11 01:31:38.952 И15000-126 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-09M (37359 2011-004A)

2011-017 27-Abri-11 13:05:21.049 Ю15000-116 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-10M (37396 2011-017A)

2011-027 21-Jun-11 14:38:15,013 И15000-128 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-11M (37679 2011-027A)

2011-028 27-Jun-11 15:59:59,907 76012222 GIK-1 Plesetsk LC16/2 Cosmos 2472

(37727 2011-028A) 2011-F03 24-Ago-11 13:00:08,041 Л15000-132 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-12M

2011-062 30-Out-11 10:11:12,006 И15000-129 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-13M (37857 2011-062A)

Chibis-M

2012-004 25-Jan-12 23:06:39,934 И15000-127 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-14M (38073 2012-004A)

2012-015 20-Abr-12 15:50:24,124 Л15000-135 Baikonur LC31 PU-6 Progress M-15M (38222 2012-015A)

2012-024 17-Mai-12 14:05:00,311 229 GIK-1 Plesetsk LC16/2 Cosmos 2480

(38335 2012-024A)

Esta tabela mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo utilizando o foguetão 11A511U Soyuz-U sem qualquer estágio superior (Fregat ou Ikar). Este lançador continua a ser o vector mais utilizado pela Rússia. Tabela: Rui C. Barbosa.


Lançamentos realizados pelo foguetão 11A511U Soyuz-U desde o Cosmódromo de Plesetsk

Desig. Int. Desig. Int. ORAD Data Hora UTC

Veículo Lançador

Plat. Lanç. Satélite

1973-030 1973-030A 06647 19-Mai-73 11:02:00 76043731 LC43/3 Cosmos 559 1973-066 1973-066A 06832 21-Set-73 13:12:00 LC43/3 Cosmos 587 1973-083 1973-083A 06913 31-Out-73 18:25:00 LC43/3 Cosmos 605

- 1974-F03 00203 23-Mai-74 12:16:51 LC43/3 Yantar-2Kn.º1 1974-080 1974-080A 07478 22-Out-74 18:00:00 LC43/4? Cosmos 690 1974-098 1974-098A 07571 13-Dez-74 13:30:00 LC43/3 Cosmos 697 1975-019 1975-019A 07696 21-Mar-75 06:57:00 LC43/3 Cosmos 720 1975-080 1975-080A 08191 5-Set-75 14:50:00 LC43/3 Cosmos 758 1975-084 1975-084A 08275 12-Set-75 05:31:00 LC43/3 Cosmos 759 1975-090 1975-090A 08327 25-Set-75 09:50:00 LC43/4 Cosmos 771 1975-110 1975-110A 08450 25-ov-75 17:00:00 LC43/3 Cosmos 782 1976-018 1976-018A 08699 20-Fev-76 14:01:00 LC43/3 Cosmos 805 1976-046 1976-046A 08856 21-Mai-76 07:00:00 LC43/3 Cosmos 820 1976-058 1976-058A 08914 24-Jun-76 07:12:00 LC43/4 Cosmos 834 1976-068 1976-068A 09019 14-Jul-76 09:07:00 LC43/4 Cosmos 840 1976-072 1976-072A 09046 22-Jul-76 15:40:00 LC43/3 Cosmos 844 1976-079 1976-079A 09214 4-Ago-76 13:26:00 LC43/4 Cosmos 847 1976-082 1976-082A 09280 12-Ago-76 13:40:00 LC43/3 Cosmos 848 1976-090 1976-090A 09405 3-Set-76 09:21:00 LC43/4 Cosmos 854 1976-095 1976-095A 09433 21-Set-76 11:44:00 LC43/3 Cosmos 855 1976-097 1976-097A 09439 24-Set-76 15:07:00 LC43/3 Cosmos 857

- 1976-F02 00216 4-Out-76 11:00:00 LC43/4 Fram/Zenit-4MT n.º 3 1976-106 1976-106A 09499 25-Out-76 14:38:00 LC43/4 Cosmos 863 1976-109 1976-109A 09515 1-ov-76 11:31:00 LC43/4 Cosmos 865 1976-111 1976-111A 09552 23-ov-76 16:33:00 LC43/4 Cosmos 867 1976-119 1976-119A 09599 9-Dez-76 10:04:00 LC43/4 Cosmos 879 1977-009 1977-009A 09812 9-Fev-77 11:31:00 LC43/3 Cosmos 892 1977-016 1977-016A 09857 3-Mar-77 10:33:00 LC43/3 Cosmos 896 1977-017 1977-017A 09860 10-Mar-77 11:02:00 LC43/3 Cosmos 897 1977-020 1977-020A 09871 17-Mar-77 08:38:00 LC43/3 Cosmos 898 1977-026 1977-026A 09908 7-Abr-77 09:07:00 LC43/4 Cosmos 902 1977-030 1977-030A 09937 26-Abr-77 14:45:00 LC43/3 Cosmos 905 1977-033 1977-033A 09944 5-Mai-77 14:09:00 LC43/3 Cosmos 907 1977-040 1977-040A 10021 26-Mai-77 07:00:00 LC43/4 Cosmos 912 1977-045 1977-045A 10038 8-Jun-77 14:09:00 LC43/4 Cosmos 945 1977-046 1977-046A 10040 10-Jun-77 08:09:00 LC43/3 Cosmos 916 1977-058 1977-058A 10115 30-Jun-77 14:09:00 LC43/4 Cosmos 922 1977-063 1977-063A 10139 12-Jul-77 09:07:00 LC43/4 Cosmos 927 1977-072 1977-072A 10164 27-Jul-77 18:14:00 LC43/4 Cosmos 934 1977-073 1977-073A 10168 29-Jul-77 18:14:00 LC43/4 Cosmos 935 1977-074 1977-074A 10172 3-Ago-77 14:00:00 LC43/3 Cosmos 936 1977-078 1977-078A 10281 24-Ago-77 14:38:00 LC43/4 Cosmos 938 1977-081 1977-081A 10299 27-Ago-77 10:19:00 LC43/3 Cosmos 947 1977-083 1977-083A 10319 2-Set-77 09:00:00 LC43/4 Cosmos 948 1977-085 1977-085A 10326 6-Set-77 17:30:00 LC43/3 Cosmos 949 1977-086 1977-086A 10351 13-Set-77 15:21:00 LC43/3 Cosmos 950 1977-089 1977-089A 10359 16-Set-77 14:38:00 LC43/3 Cosmos 953 1977-100 1977-100A 10403 11-Out-77 15:21:00 LC43/4 Cosmos 958 1977-110 1977-110A 10498 4-Dez-77 12:00:00 LC43/4 Cosmos 964 1977-120 1977-120A 10527 20-Dez-77 15:50:00 LC43/4 Cosmos 969


1978-001 1978-001A 10554 6-Jan-78 15:50:00 LC43/3 Cosmos 974 1978-006 1978-006A 10592 13-Jan-78 15:21:00 LC43/3 Cosmos 984 1978-013 1978-013A 10639 31-Jan-78 14:52:00 LC43/4 Cosmos 987 1978-015 1978-015A 10666 8-Fev-78 12:14:00 LC43/3 Cosmos 988 1978-027 1978-027A 10725 10-Mar-78 10:48:00 LC43/3 Cosmos 993 1978-030 1978-030A 10735 17-Mar-78 10:48:00 LC43/3 Cosmos 995 1978-040 1978-040A 10811 20-Abr-78 15:36:00 LC43/4 Cosmos 1003 1978-043 1978-043A 10846 5-Mai-78 15:36:00 LC43/3 Cosmos 1004 1978-048 1978-048A 10895 16-Mai-78 10:48:00 LC43/3 Cosmos 1007 1978-052 1978-052A 10915 23-Mai-78 07:30:00 LC43/4 Cosmos 1010 1978-054 1978-054A 10919 25-Mai-78 14:38:00 LC43/3 Cosmos 1012 1978-059 1978-059A 10944 12-Jun-78 10:33:00 LC43/3 Cosmos 1022 1978-076 1978-076A 10995 5-Ago-78 15:00:00 LC43/3 Cosmos 1028 1978-082 1978-082A 10012 29-Ago-78 15:07:00 LC43/4 Cosmos 1029 1978-085 1978-085A 11022 9-Set-78 15:07:00 LC41/1 Cosmos 1031 1978-088 1978-088A 11029 19-Set-78 08:09:00 LC43/3 Cosmos 1032 1978-089 1978-089A 11039 3-Out-78 11:00:00 LC43/3 Cosmos 1033 1978-092 1978-092A 10052 6-Out-78 15:36:00 LC43/3 Cosmos 1042 1978-097 1978-097A 11065 17-Out-78 15:07:00 LC43/4 Cosmos 1044 1978-102 1978-102A 11098 1-ov-78 12:00:00 LC41/1 Cosmos 1046 1978-104 1978-104A 11108 15-ov-78 11:44:00 LC41/1 Cosmos 1047 1978-107 1978-107A 11118 21-ov-78 12:00:00 LC43/4 Cosmos 1049 1978-108 1978-108A 11121 28-ov-78 16:19:00 LC43/4 Cosmos 1050 1978-110 1978-110A 11137 7-Dez-78 15:36:00 LC41/1 Cosmos 1059 1978-114 1978-114A 11148 14-Dez-78 15:21:00 LC43/4 Cosmos 1061 1978-123 1978-123A 11173 26-Dez-78 15:36:00 LC43/4 Cosmos 1068 1978-124 1978-124A 11173 28-Dez-78 16:33:00 LC41/1 Cosmos 1069 1979-001 1979-001A 11229 11-Jan-79 15:07:00 LC43/3 Cosmos 1070 1979-002 1979-002A 11233 13-Jan-79 15:36:00 LC43/4 Cosmos 1071 1979-006 1979-006A 11255 30-Jan-79 15:21:00 LC43/4 Cosmos 1073

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- 1990-F03 00270 3-Jul-90 19:19:58 LC16/2 Kobal't/Yantar-4K1 1990-060 1990-060A 20687 17-Jul-90 09:30:00 LC43/3 Resurs -F7 1990-062 1990-062A 20702 20-Jul-90 08:38:00 LC43/3 Cosmos 2086 1990-069 1990-069A 20732 3-Ago-90 19:40:00 LC16/2 Cosmos 2089 1990-073 1990-073A 20754 16-Ago-90 09:55:00 LC43/4 Resurs -F8 1990-080 1990-080A 20779 31-Ago-90 08:09:00 LC43/3 Cosmos 2099 1990-082 1990-082A 20794 7-Set-90 11:59:00 LC16/2 Resurs -F9 1990-092 1990-092A 20909 16-Out-90 18:57:00 LC16/2 Cosmos 2102 1990-098 1990-098A 20936 16-ov-90 16:33:00 LC43/4 Cosmos 2104 1990-109 1990-109A 21000 4-Dez-90 18:28:00 LC43/4 Cosmos 2108 1990-115 1990-115A 21035 26-Dez-90 11:16:00 LC16/2 Cosmos 2120 1991-004 1991-004A 21059 17-Jan-91 10:33:00 Cosmos 2121 1991-008 1991-008A 21092 7-Fev-91 18:14:00 LC16/2 Cosmos 2124 1991-016 1991-016A 21143 6-Mar-91 15:21:00 LC16/2 Cosmos 2136 1991-023 1991-023A 21203 26-Mar-91 13:55:00 LC16/2 Cosmos 2138


1991-035 1991-035A 21313 21-Mai-91 09:00:00 LC43/4 Resurs -F10 1991-036 1991-036A 21315 24-Mai-91 15:36:00 LC43/3 Cosmos 2149 1991-044 1991-044A 21524 28-Jun-91 08:10:00 LC43/3 Resurs -F11 1991-048 1991-048A 21558 9-Jul-91 09:36:00 LC43/4 Cosmos 2152 1991-052 1991-052A 21611 23-Jul-91 09:05:00 LC43/3 Resurs -F12 1991-058 1991-058A 21664 21-Ago-91 10:50:00 LC43/3 Resurs -F13 1991-066 1991-066A 21713 19-Set-91 16:19:00 LC43/3 Cosmos 2156 1991-070 1991-070A 21737 4-Out-91 18:10:00 LC43/4 Foton-7 1991-078 1991-078A 21787 20-ov-91 19:15:00 LC43/3 Cosmos 2171 1992-001 1992-001A 21844 21-Jan-92 15:00:00 77053985 LC43/3 Cosmos 2175 1992-016 1992-016A 21920 1-Abr-92 14:18:00 78023988 LC16/2 Cosmos 2182 1992-024 1992-024A 21951 29-Abr-92 09:00:00 78012267 LC43/4 Resurs -F14 1992-029 1992-029A 21973 28-Mai-92 19:10:00 78023986 LC16/2 Cosmos 2186 1992-033 1992-033A 21998 23-Jun-92 08:00:00 78012154 LC43/3 Resurs -F15 1992-045 1992-045A 22052 24-Jul-92 19:40:00 78012989 LC43/3 Cosmos 2203 1992-048 1992-048A 22062 30-Jul-92 11:00:00 76032832 LC43/4 Cosmos 2207 1992-056 1992-056A 22093 19-Ago-92 10:10:00 76024157 LC16/2 Resurs -F16 1992-062 1992-062A 22133 22-Set-92 16:10:00 78023987 LC16/2 Cosmos 2210 1992-065 1992-065A 22173 8-Out-92 19:00:00 LC43/4 Foton-8 1992-075 1992-075A 22217 15-ov-92 21:45:00 LC16/2 Resurs -500 1992-077 1992-077A 22226 20-ov-92 15:30:00 78012990 LC43/4 Cosmos 2220 1992-095 1992-095A 22300 29-Dez-92 13:30:00 LC43/3 Cosmos 2229 1993-004 1993-004A 22317 19-Jan-93 14:49:01 77017979 LC43/3 Cosmos 2231 1993-021 1993-021A 22592 2-Abr-93 14:30:01 78012991 LC16/2 Cosmos 2240 1993-033 1993-033A 22663 21-Mai-93 09:15:01 78012830 LC16/2 Resurs -F17 1993-040 1993-040A 22696 25-Jun-93 08:20:00 76024156 LC16/2 Resurs -F18 1993-045 1993-045A 22716 14-Jul-93 16:40:00 76024994 LC43/3 Cosmos 2259 1993-047 1993-047A 22721 22-Jul-93 08:45:00 76024269 LC43/3 Cosmos 2260 1993-053 1993-053A 22777 24-Ago-93 10:45:00 78012155 LC16/2 Resurs -F19 1994-018 1994-018A 23033 17-Mar-94 16:30:00 76032993 LC43/4 Cosmos 2274 1994-032 1994-032A 23119 7-Jun-94 7:19:59.889 78012831 LC16/2 Cosmos 2281 1994-033 1994-033A 23122 14-Jun-94 16:05:00.365 LC43/3 Foton-9 1994-042 1994-042A 23182 20-Jul-94 17:37:59.791 77044995 LC43/4 Cosmos 2283 1995-006 1995-006A 23497 16-Fev-95 17:39:59.463 LC43/4 Foton-10 1995-014 1995-014A 23530 22-Mar-95 16:44:59.310 LC43/3 Cosmos 2311 1995-031 1995-031A 23601 28-Jun-95 18:24:59.970 LC43/3 Cosmos 2314 1995-050 1995-050A 23672 26-Set-95 11:20:00.115 LC43/4 Resurs -F2 (10) 1996-016 1996-016A 23818 14-Mar-96 17:40:59.904 LC43/4 Cosmos 2331

- 1996-F04 00295 20-Jun-96 18:45:00 77048843 LC16/2 Kobal't/Yantar-4K1 1996-073 1996-073A 24701 24-Dez-96 13:50:00.215 15000-050? LC43/4 Bion-11 1997-060 1997-060A 25006 9-Out-97 18:00:00 LC43/3 Foton-11 1997-072 1997-072A 25059 18-ov-97 11:15:00 LC43/3 Resurs F-1M 1997-080 1997-080A 25095 15-Dez-97 15:40:00.235 LC16/2 Cosmos 2348 1998-038 1998-038A 25373 24-Jun-98 18:29:58 LC43/3 Cosmos 2358 1999-044 1999-044A 25889 18-Ago-99 18:00:00 LC43/3 Cosmos 2365 1999-048 1999-048A 25902 9-Set-99 17:59:59.762 ??????-082 LC43/4 Foton-12 1999-054 1999-054A 25929 28-Set-99 11:00:05.567 ??????-045 LC43/4 Resurs-F1M 2001-022 2001-022A 26775 29-Mai-01 17:55:00.365 LC43/4 Cosmos 2377 2002-008 2002-008A 27382 25-Fev-02 17:26:00 LC43/3 Cosmos 2387

- 2002-F02 00314 15-Out-02 18:20:00 ??????-066 LC43/3 Foton-M 2004-038 2004-038A 28396 24-Set-04 16:49:59.929 78036844 LC16/1 Cosmos 2410 2006-017 2006-017A 29111 3-Mai-06 17:38:01.027 78031800 LC16/2 Cosmos 2420 2007-022 2007-022A 31595 7-Jun-07 18:00:00.739 76033137 LC16/2 Cosmos 2427 2008-058 2008-058A 33439 14-ov 15:50:00.140 77057146 LC16/2 Cosmos 2445


2009-022 2009-022A 34871 29-Abr-09 16:58:00.157 78075152 LC16/2 Cosmos 2450 2009-063 2009-063A 36095 20-ov-09 10:43:59.840 76043811 LC16/2 Cosmos 2455 2010-014 2010-014A 36511 16-Abr-10 15:00:00.216 76029169 LC16/2 Cosmos 2462 2011-028 2011-028A 37727 27-Jun-11 15:59:59.907 76012222 LC16/2 Cosmos 2472 2012-024 2012-024A 38335 17-Mai-12 14:05:00.311 229 LC16/2 Cosmos 2480

Ano Total Sucesso Fracasso Baikonur TOTAL

1973 3 3 0 0 3 1974 3 1 1 7 10 1975 5 5 0 4 9 1976 15 14 1 9 24 1977 24 24 0 15 39 1978 27 27 0 18 45 1979 37 35 2 10 47 1980 32 32 0 13 45 1981 20 20 0 22 42 1982 21 20 1 23 44 1983 28 28 0 13 41 1984 27 27 0 12 39 1985 26 26 0 12 38 1986 16 16 0 17 33 1987 21 20 1 13 34 1988 21 20 1 15 36 1989 24 24 0 9 33 1990 20 18 2 3 23 1991 13 13 0 3 16 1992 13 13 0 4 17 1993 7 7 0 4 11 1994 4 4 0 7 11 1995 4 4 0 6 10 1996 3 2 1 6 9 1997 3 3 0 7 10 1998 1 1 0 7 8 1999 3 3 0 9 12 2000 0 0 0 13 13 2001 1 1 0 6 7 2002 2 1 1 3 5 2003 0 0 0 4 4 2004 1 1 0 4 5 2005 0 0 0 6 6 2006 1 1 0 5 6 2007 1 1 0 5 6 2008 1 1 0 4 5 2009 2 2 0 5 7 2010 1 1 0 5 6 2011 1 1 0 5 6

2012 1 1 0 2* 3

433 421 11 335 768

* Lançamentos realizados no Cosmódromo de Baikonur até Maio de 2012.


A primeira missão comercial do H-2A O Japão abriu a porta da comercialização do seu foguetão H-2A com a assinatura em finais de 2008 de um contrato para a colocação em órbita de um satélite Sul Coreano. Cerca de quatro anos mais tarde, o foguetão H-2A/202 (F21) colocaria em órbita o satélite

Kompsat-3 (Arirang-3), juntamente com três satélites japoneses numa missão cujo passageiro principal era o satélite Shizuku (GCOM-W1) tendo por missão a observação geofísica do planeta a uma escala global.

O foguetão H-2A, a esperança espacial do Japão

O desenvolvimento do lançador H-2A surgiu após os maus resultados obtidos com o lançador H-2 que resultaram na perda de vários satélites nas suas missões finais.

O H-2A na sua versão 202 é um lançador a três estágios auxiliados por dois propulsores laterais de combustível sólido SRB-A que entram em ignição no lançamento. Assim, o H-2A/202 tem a capacidade de colocar 10.000 kg numa órbita baixa de 300 km de altitude com uma inclinação de 30,4º ou então pode colocar 4.100 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento é capaz de desenvolver 5.600 kN, tendo uma massa total de 285.000 kg. A sua envergadura é de 9 metros. O seu diâmetro é de 4,0 metros e o seu comprimento atinge os 53,00 metros.

Cada SRB-A (Solid Rocket Boosters-A), considerado por muitos como o estágio 0 (zero), tem um peso bruto de 75.500 kg, pesando 10.500 kg sem combustível. Cada propulsor tem um diâmetro de 2,5 metros, um comprimento de 15,1 metros e desenvolve 229.435 kgf no lançamento, com um Ies de 282,5 s (vácuo), um Ies-nm de 230 s e um Tq 101 s.

O primeiro estágio do H-2A/202 (H-2A-1) tem um peso bruto de 113.600 kg, pesando 13.600 kg sem combustível. Tem um diâmetro de 4,0 metros, um comprimento de 37,2 metros e desenvolve 111.964 kgf no lançamento, com um Ies de 440 s (vácuo), um Ies-nm de 338 s e um Tq 390 s. Está equipado com um motor LE-7A, desenvolvido pela Mitsubishi, que consome LOX e LH2. O LE-7A pode variar a sua potência em 72%.

Finalmente o segundo estágio tem um peso bruto de 16.900 kg, pesando 3.100 kg sem combustível. Tem um diâmetro de 4,0 metros, um comprimento de 9,2 metros e desenvolve 13.970 kgf no lançamento, com um Ies de 448 s e um Tq 534 s. Está equipado com um motor LE-5B, desenvolvido pela Mitsubishi, que consome LOX e LH2.

A tabela seguinte mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão H-2A nas suas diferentes versões.


Missão Versão Data de Lançamento Hora (UTC) Satélites

F12 2024 24-Fev-07 04:41:00 IGS Radar-2 (30586 2007-005A)

IGS Experimental Optical-3 (30587 2007-005B)

F13 2022 14-Set-07 01:31:01 Kaguya 'SELEE (32054 2007-039A)

Okina 'RSat' (32055 2007-039B) Ouna 'VRAD' (32056 2007-039C)

F14 2024 23-Fev-08 08:55:00 Kizuna 'WIDS' (32500 2008-007A)

F15 202 23-Jan-09 03:54:00

Ibuki 'GOSAT (33492 2009-002A) SDS-1 (33494 2009-002C)

Rising 'SpriteSAT' (334952009-002D) Maido-1 'SOHLA-1' (33496 2009-002E) Kagayaki 'SorunSat' (33497 2009-002F)

Kisaki 'KKS-1' (33498 2009-002G) Kukai-1 'STARS-1' (33499 2009-002H) Hitomi 'PRISM' (33500 2009-002J)

F16 202 28-ov-09 01:21:00 IGS Optical-3 (36104 2009-066A)

F17 202 20-Mai-10 21:58:22

Hayato 'KSAT' (36573 2010-020A) WASEDA-SAT 2 (36574 2010-020B)

egai (36575 2010-020C) Akatsuki 'Planet-C' (36576 2010-020D)

IKAROS (36577 2010-020E) UITEC-1 (36578 2010-020F)

F18 202 11-Set-10 11:17:00 QZS-1 'Michibiki' (37158 2010-045A) F19 202 23-Set-11 04:36:50 IGS-6A (37813 2011-050A) F20 202 12-Dez-11 01:21:00 IGS-7A (37954 2011-075A)

F21 202 17-Mai-12 16:39:00

Shizuku ‘GCOM-W1’ (38337 2012-025A) Kompsat-3 ‘Arirang-3’ (38338 2012-025B)

SDS-4 (38339 2012-025C) Horyu-2 (38340 2012-025D)

A carga a bordo do H-2A A bordo da 21ª missão do foguetão japonês H-2A seguiam quatro satélites: o Shizuku ‘GCOM-W1’, o Kompsat-3 (Arirang-3), o SDS-4 e o Horyu-2, com uma massa total de cerca de 2.737 kg.

O satélite Shizuku ‘GCOM-W1’, com uma massa de 1.880 kg no lançamento, é o primeiro satélite do projecto GCOM (Global Change Observation Mission) destinado à observação global e em longa duração do ambiente terrestre. Os satélites GCOM deverão desempenhar um papel importante na monitorização do círculo da água

e na

monitorização das alterações climáticas. Será um tipo de check-up da Terra a partir do espaço. O projecto é composto por dois tipos de satélites: GCOM-W e GCOM-C. Os satélites GCOM transportam o AMSR2 (Advanced Microwave Scanning Radiometer 2), um instrumento para observar alvos relacionados com a água, tais como a precipitação, vapor de água, velocidade dos ventos à superfície dos mares, temperaturas da superfície dos mares, humidade do solo, e profundidade das neves. Por seu lado, os satélites GCOM-C transportam o SGLI (Second Generation Global Imager), um instrumento para a

medição na atmosfera e na superfície de fenómenos envolvidos no ciclo do carbono e na alteração da radiação, tais como nuvens, aerossóis, coloração oceânica, vegetação, e neve e gelo. A observação global e em longa duração (entre 10 a 15 anos) por parte do GCOM irá ajudar os cientistas a compreender os mecanismos da circulação da água e as alterações climáticas.


O primeiro satélite desta série, o GCOM-W1, foi baptizado com o nome de ‘Shizuku’ após um concurso nacional levado a cabo pela agência espacial japonesa JAXA.

O Advanced Microwave Scanning Radiometer 2 (AMSR2) a bordo do Shizuku é um instrumento de detecção remota para medir as emissões de microondas fracas a partir da superfície e da atmosfera da Terra. A partir de uma altitude de 700 km acima da superfície do planeta, o AMSR2 fornece medições de alta precisão da intensidade da emissão de microondas. A antena do instrumento roda uma vez em cada 1,5 segundos e obtém dados numa faixa de 1.450 km. O mecanismo cónico de rastreamento permite ao AMSR2 obter um conjunto de dados durante o dia e de noite com uma cobertura de mais de 99% da superfície terrestre a cada dois dias.

O AMSR2 é o sucessor do AMSR que foi lançado a bordo do satélite japonês ADEOS-II e do AMSR-E a bordo do satélite Aqua da NASA. Os resultados destes sistemas predecessores na monitorização de fenómenos tais como El "iño, La "ina e do gelo oceânico nas regiões polares, que colocaram um alto valor nos instrumentos de microondas japoneses. Os instrumentos também contribuíram para aplicações práticas, tais como a previsão numérica de fenómenos meteorológicos por parte da Agência Meteorológica do Japão e relatórios sobre o estado dos mares por parte do Centro de Serviços de Informação de Pescas do Japão.

O satélite Shizuku fará parte da constelação ‘A-Train’ liderada pela NASA e a participação do satélite irá permitir uma observação simultânea com instrumentos localizados noutros satélites e melhorar as observações científicas utilizando os dados do AMSR2.


O satélite sul-coreano Kompsat 3 (Korean Multi-purpose Satellite 3) é um satélite de observação da Terra desenvolvido pelo Instituto de Investigação Aeroespacial (KARI). O satélite é similar ao Kompsat-2 e os instrumentos de observação óptica são desenvolvidos pela Astrium. O satélite irá operar a uma altitude média de 685 km numa órbita sincronizada com o Sol e terá como objectivo a monitorização da península coreana utilizando instrumentos capazes de resoluções inferiores a um metro. Os objectivos da missão do Kompsat-3 são o de proporcionar observações contínuas do planeta e suprimir as necessidades da Coreia do Sul em relação a imagens electro-óptica de alta resolução necessárias para os sistemas de informação geográfica e outras aplicações ao nível do ambiente, agricultura e monitorização oceanográfica.

O Kompsat-3 (também designado Arirang-3) está equipado com três painéis solares fixos que fornecem energia que é armazenada numa bateria. O satélite deverá operar durante 4 anos.

O terceiro satélite a bordo da missão era o SDS-4 (Small Demonstration Satellite-4) com uma massa de 50 kg no lançamento. A agência espacial japonesa tem vindo a promover o programa SDS como meio de verificar novas tecnologias para componentes e dispositivos no espaço antes de fornecer a tecnologia para a sua aplicação prática em satélites e sondas científicas.


Um satélite neste programa pode ser desenvolvido num curto período de tempo com baixos custos em comparação com um satélite de grandes dimensões, tendo assim uma vantagem de levar a cabo uma verificação orbital e realizar experiências em tempo adequado. Adicionalmente, o programa serve para incentivar jovens funcionários da agência espacial ao lhes oferecer a oportunidade de experimentar um conjunto de tarefas desde a fase inicial de desenho até à operação do satélite em órbita. O primeiro satélite SDS tinha uma massa de cerca de 100 kg foi colocado em órbita a 23 de Janeiro de 2009.

O projecto do SDS-4 tinha como finalidade desenvolver um satélite com uma massa de 50 kg cujos objectivos seriam: a) a demonstração e funcionamento da experiência com o sistema de recepção Automatic Identification System Experiment (SPAISE) e depois avaliar os dados recebidos tendo em conta as possíveis interferências, além de adquirir os conhecimentos para a estrutura do futuro sistema de identificação e melhoramente da função de recepção; b) realização da experiência Flat Heat Pipe (FHP) On-orbit Experiment (FOX) para determinar as características específicas de um bico plano de aquecimento (flat heat pipe - FHP) em órbita e depois realizar a sua comparação com modelos teóricos e com os resultados obtidos em testes no solo, obtendo-se dados para a aplicação prática do FHP; c) experimentação em voo de materiais utilizando o THERME (IST) para a obtenção de dados sobre a degradação do índice de absorção solar dos materiais de isolamento térmico (αs, uma característica importante de um material) ao se medir os dados de temperatura utilizando o material ‘THERME’ desenvolvido pelo CNES (Centre "ational d’Etudes Spatiales); d) realização da experiência Quartz

Crystal Microbalance (QCM) para a obtenção da prática de operação de cristais de quartzo de alta qualidade fabricados domesticamente e com custos reduzidos enquanto se mede a contaminação (gás e partículas na superfície do satélite) através da operação do satélite incluindo a sua montagem, trabalho no local do lançamento, e operações em órbita.

O pequeno satélite Horyu-2 foi desenvolvido pelo Instituto de Tecnologia de Kyusyu, Fukuoka. O satélite tem uma massa de 7,1 kg e as suas dimensões são 350x315x310 mm, operando numa frequência de 437,375 MHz (JG6YBW). Os principais objectivos da sua missão são: a) geração de energia fotovoltaica de 300V em órbita; b) demonstração de tecnologias de supressão de descarga em painéis solares; c) demonstração de um filme de emissão de electrões (electron emission film (ELF)); demonstração de um monitor de potencial comercial; e d) demonstração de um sensor de destroços obtendo fotografias da superfície terrestre e distribuição das imagens para uso geral.


Lançamento do H-2A/202 (F21) Após finalizados os preparativos para o lançamento, o satélite Shizuku era colocado no sistema de adaptação de carga a 26 de Abril no interior do edifício de montagem de carga e da carenagem no Centro Espacial de Tanegashima. Este sistema de adaptação de carga (PAF Payload Attach Fitting) serve como uma ligação física entre as cargas e o último estágio do foguetão lançador. O Shizuku ocupou a posição inferior com o satélite Kompsat-3 a ocupar a posição superior no PAF e os dois satélites mais pequenos a serem montados em posições inferiores ao lado do Shizuku.

A carenagem de protecção contendo no seu interior os quatro satélites, seria posteriormente colocada sobre o último estágio do lançador que por sua vez seria transferido às 0330UTC do dia 17 de Maio. O conjunto demoraria 26 minutos para percorrer os 500 metros entre o edifício de integração e montagem do lançador e a Plataforma de Lançamento LP1. Após chegar à plataforma de lançamento, os especialistas da Mitsubishi e da agência espacial japonesa procederam às ligações do lançador com os sistemas na plataforma

Três horas após a sua chegada à plataforma de lançamento, estavam realizadas as verificações finais das condições operacionais do foguetão, dos quatro satélites, das instalações de lançamento, e dos sistemas de seguimento e de controlo, bem como das condições atmosféricas. Nesta altura era então tomada a decisão de se proceder com o abastecimento dos propolentes (hidrogénio líquido e oxigénio líquido). A contagem decrescente final tinha início às 0539UTC e nesta altura o acesso à plataforma de lançamento estava restrito a um raio de 400 metros.


A fase de pré-arrefecimento das condutas e sistemas de hidrogénio líquido e oxigénio líquido tinha início às 0654UTC, com o abastecimento a ter início logo de seguida. Pelas 0955UTC o acesso à plataforma de lançamento era restrito a um raio de 3 km. Ao

mesmo tempo que se procedia ao abastecimento do lançador, eram executados testes no sistema de orientação e de controlo. Em resultado destes testes verificou-se que todos os sistemas estavam a desempenhar as suas funções como se previa. Pelas 1155UTC os tanques de hidrogénio líquido e oxigénio líquido estavam totalmente abastecidos para a missão, mantendo-se no entanto um fluxo de abastecimento de propolente para compensar a evaporação natural dos meios criogénicos.

Às 1301UTC procedia-se à verificação do sistema de frequências de rádio entre o solo e o foguetão H-2A/202 (F21) e pelas 1458UTC era finalizado um segundo teste do software do sistema de controlo de atitude. As operações da contagem decrescente terminal tinham luz verde para serem iniciada às 1530UTC. Com os

preparativos finais e com a contagem decrescente final a decorrer sem qualquer problema, a sequência da contagem decrescente automática iniciava-se a T-4m 30s (1634UTC) com o lançamento a ter lugar às 1639UTC.


Na ignição entram em funcionamento o motor do primeiro estágio bem como os dois propulsores laterais de combustível sólido que terminam a sua queima a T+1m 55s (1641UTC). A separação destes ocorrer dez segundos mais tarde. A T+4m 10s (1643UTC) tem lugar a separação da carenagem de protecção após o lançador ultrapassar a zona de máxima pressão dinâmica sobre o veículo e quando o fluxo atmosférico já não representa qualquer tipo de possível dano à carga do lançador. O final da queima do primeiro estágio tinha lugar a T+6m 36s (1646UTC) e a sua separação ocorria oito segundos mais tarde. A ignição do segundo estágio ocorria a T+6m 50s quando o lançador já se encontrava a uma altitude de cerca de 322 km e a viajar com uma velocidade inercial de 3,5 km/s. O final da queima do segundo estágio teria lugar a T+15m 26s (1654UTC) com o conjunto a atingir uma órbita com um apogeu a 674 km de altitude, perigeu a 670 km de altitude e inclinação orbital de 98,2º (Jonathan Space Report n.º 659 de 25 de Maio de 2012).

A separação do satélite Kompsat-3 teve lugar a T+16m 16s (1655UTC), seguindo-se a separação do sistema de adaptação inferior a T+19m 21s (1658UTC) e do sistema cilíndrico do adaptador de carga a T+19m 26s. O satélite Shizuku separava-se do último estágio do lançador a T+23m 11s (1702UTC), seguindo-se o satélite SDS-4 (T+33m 20s; 1712UTC) e o satélite Horyu-2 a T+50m 00s (1729UTC).


Nimiq-6 em órbita O lançamento do satélite comercial de comunicações canadiano Nimiq-6 constituiu a quarta missão comercial da International Launch Services (ILS) em 2012, sendo o 377º lançamento de um foguetão da família Proton.

O foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M

Tal como o 8K82K Proton-K (Протон-K), o 8K82KM Proton-M (Протон-M) é um lançador a três estágios podendo ser equipado com um estágio superior Briz-M ou então utilizar os usuais estágios Blok DM. As modificações introduzidas no Proton incluem um novo sistema avançado de aviónicos e uma ogiva com o dobro do volume em relação ao 8K82K Proton-K, permitindo assim o transporte de satélites maiores. Em geral este lançador equipado com o estágio Briz-M, construído também pela empresa Khrunichev, é mais poderoso em 20% e tem maior capacidade de carga do que a versão anterior equipada com os estágios Blok DM construídos pela RKK Energia.

O 8K82KM Proton-M/Briz-M em geral tem um comprimento de 53,0 metros, um diâmetro de 7,4 metros e um peso de 712.800 kg. É capaz de colocar uma carga de 21.000 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou 2.920 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona, desenvolvendo para tal no lançamento uma força de 965.580 kgf. O Proton-M é construído pelo Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev, tal como o Briz-M.


Neste lançamento foi utilizado um estágio superior Briz-M Fase III. Esta é uma recente melhoria deste estágio que utiliza dois novos tanques de pressão (com uma capacidade de 80 litros), substituindo os anteriores seis tanques de dimensões mais pequenas. Procedeu-se ainda a uma recolocação dos instrumentos de comando para a zona central do tanque para assim mitigar as cargas de choque que o tanque de propolente adicional é ejectado.

O primeiro lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M teve lugar a 7 de Abril de 2001 (0347:00,525UTC) quando o veículo 53501 utilizando o estágio Briz-M (88503) colocou em órbita o satélite de comunicações Ekran-M 18 (26736 2001-014A) com uma massa de 1.970 kg a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur (LC81 PU-24).

Proton-M 8S810M 8S811 8S812M Briz-M DM-2

Comprimento (m) 53,0 21,0 14,0 6,5 2,61 7,10

Diâmetro (m) 7,4 7,4 4,15 4,15 4,10 3,70

Massa bruta (kg) 712.800 450.400 167.828 50.747 22.170 17.300

Massa sem propolente (kg) 31.000 11.715 4.185 2.370 2.300

Massa do propolente (kg) 419.400 156.113 46.562 19800 15.000

Motor - 6 X RD-27610 4 X RD-021011 RD-0212 S5.98M RD-58M

Propolente - UDMH/N2O4 UDMH/N2O4 UDMH/N2O4 UDMH/N2O4 RP-1/LOX

Força – nível do mar (k) 2.971 10.532,34 - -

Força – vácuo (k) - - 2.399 613,8 19,6 85,02

Impulso especifico (s) - 285 - - - -

Impulso especifico – vácuo (s) - - 327 325 326 352

Tempo de queima (s) 647,1 108 206 238 3.000 600

Modificações

A mais recente modificação levada a cabo no lançador Proton-M/Briz-M (Fase III) permite colocar numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona uma carga de 6.150 kg, tendo um aumento de massa de 1.150 kg em relação à versão original do lançador. Entretanto, foi já iniciada uma nova fase de modificações (Fase IV) que deverá terminar em 2013 com a capacidade de carga a ser aumentada para 6.300 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona e uma velocidade residual de 1,5 km/s para a órbita geossíncrona.

10 Também designado RD-275M ou 14D14M. O motor RD-275 resultou dos melhoramentos ao motor RD-253 levados a cabo entre 1987 e 1993 com o intuito de se produzir uma versão mais potente do motor RD-253. Uma força superior em 7,7% foi conseguida ao aumentar a pressão na câmara de combustão e permitiu elevar a massa da carga para a órbita geostacionária em mais de 600 kg. Este motor foi pela primeira vez utilizado no lançador Proton-M em 1995. A Energomash começou o desenvolvimento de uma versão mais potente do motor RD-275 em 2001, tendo uma potência 5,2% superior o que permite mais 150 kg de carga para a órbita geossíncrona. 11 Também designado 8D411K, RD-465 ou 8D49.


Lançamento Data Hora (UTC) º Série Fase Plataforma Satélites

2011-054 29-Set-11 18:31:59,960 93522 / 99524 III LC200 PU-39 QuetzSat-1

(37826 2011-054A)

2011-058 19-Out-11 18:48:57,969 93520 / 99521 III LC200 PU-39 Viasat-1

(37843 2011-058A)

2011-064 04-ov-11 12:51:41.000 99523 / 53539 I LC81 PU-24

Cosmos 2475 (37867 2011-064A)

Cosmos 2476 (37868 2011-064B)

Cosmos 2477 (37869 2011-064C)

2011-070 25-ov-11 19:10:33.929 93525 / 99527 III LC200 PU-39 AsiaSat-7

(37933 2011-070A)

2011-074 11-Dez-11 11:16:59.998 93523 / 99525 III LC200 PU-39

Amos-5 (37950 2011-074A)

Luch-5A (37951 2011-074B)

2012-007 14-Fev-12 19:36:36,986 93524 / 99526 III LC200 PU-39 SES-4

(38087 2012-007A)

2012-011 25-Mar-12 12:10:32,079 93528 / 99537 III LC200 PU-39 Intelsat-22

(38098 2012-011A)

2012-015 23-Abr-12 22:18:12,966 93527 / 99529 III LC200 PU-39 YahSat-1B

(38245 2012-015A)

2012-026 17-Mai-12 19:12:13,975 93529 / 99530 III LC81 PU-24 imiq-6

(38342 2012-026A)

imiq-6

O Nimiq-6 é um satélite Direct Broadcast Service (DBS) construído pela Space

Systems/Loral para a Telesat, um dos operadores líderes mundiais de satélites. O novo satélite opera na órbita geostacionária a 91º de longitude Oeste, sendo totalmente alugado à Bell TV e irá fornecer serviços de televisão Direct-to-Home (DTH) no Canadá, incluindo canais HDTV e outros conteúdos de vídeo para a crescente carteira de clientes da Bell TV. Sendo um satélite com uma carga de 32 repetidores em banda Ku de alta potência, o Nimiq-6 é baseado na plataforma SS/L-1300 que fornece a flexibilidade para um grande leque de aplicações. O será tinha uma massa de 4.745 kg no lançamento e o seu tempo de vida útil será de 15 anos.

A série 1300 da SS/L é uma plataforma de satélite que pode ser utilizada para um grande leque de serviços de satélite, sendo um líder industrial em energia, performance e fiabilidade. A plataforma foi pela primeira vez introduzida em meados dos anos 80 e manteve-se num desenvolvimento evolucionário com o intuito de fornecer mais energia, maior flexibilidade e um período de funcionamento mais prolongado, mantendo a SS/L na vanguarda da tecnologia de satélites. A versátil série 1300tem uma capacidade de fornecimento de energia total que varia desde 5 a 25 kW de forma contínua ao longo do tempo útil de utilização do satélite, e pode suportar desde 12 repetidores activos até 150 repetidores activos.

A série 1300 é composta por uma estrutura ultra-leve e ultra-resistente, com sistemas de manutenção de posicionamento e de controlo de atitude altamente eficiente em termos de consumo de propolente, possuindo baterias e painéis solares altamente eficiente e fiáveis, além de subsistemas avançados de comando e de controlo.

Esta tabela indica os últimos dez lançamentos levados a cabo utilizando o foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M referindo-se as várias fases de desenvolvimento. Todos os lançamentos são levados a cabo a partir do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão. Tabela: Rui C. Barbosa


As plataformas são fabricadas em instalações extremamente avançadas localizadas em Palo Alto, Califórnia. A integração dos componentes nos subsistemas de carga e do modelo, bem como os testes dos sistemas do satélite, são todos levados a cabo nestas instalações com processos altamente eficientes e bem estabelecidos. Esta filosofia de produção centralizada agrupada com recursos de subsistemas e de sistemas permitem à SS/L fornecer satélites fiáveis e dentro dos prazos estabelecidos.

Lançamento do imiq-6

Os diferentes componentes do foguetão 8K82KM Proton-M (93529) chegaram à estação de caminhos-de-ferro de Tyura-Tam a 15 de Março de 2012. Após as respectivas verificações alfandegárias, o comboio com os diferentes componentes foi transferido para a rede de caminhos-de-ferro do Cosmódromo de Baikonur e transportado para as instalações do edifício de integração e montagem do lançador (MIK) 92A-50, onde foram posteriormente removidos dos respectivos vagões de transporte, colocados em plataformas de trabalho e armazenamento, verificados e posteriormente integrados no foguetão lançador. Por seu turno, o estágio superior Briz-M (99530) chegou a Baikonur no dia 9 de Abril a bordo de um avião de transporte Antonov An-124-100 'Ruslan' e por sua vez foi posteriormente transportado para o MIK 92A-50 onde foi removido do contentor de transporte, verificado e preparado para o lançamento. O satélite Nimiq-6 chegaria a Baikonur no dia 16 de Abril (imagens seguintes cedidas pela Khrunichev).

O Nimiq-6 foi submetido a testes funcionais e eléctricos e depois de se proceder ao seu abastecimento com os propolentes e gases de pressurização necessários para as suas manobras orbitais, o satélite era acoplado com o estágio superior Briz-M. Posteriormente, procedeu-se à montagem da denominada Unidade Orbital (Briz-M juntamente com o satélite Nimiq-6 e a carenagem de protecção) que foi então acoplada com os estágios inferiores do lançador. O foguetão era posteriormente transportado para a estação de abastecimento, sendo transportado para a Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 às primeiras horas do dia 14 de Maio e após a realização no dia anterior de uma reunião da Comissão Estatal que analisa todos os preparativos para o lançamento.


Após chegar à plataforma de lançamento, o lançador é inspeccionado visualmente antes de se proceder à remoção das coberturas de rádio frequências. Procede-se de seguida é erecção do lançador e após este estar na posição vertical a carenagem é ligada ao sistema de controlo do modo térmico líquido. O sistema de fornecimento de energia aos satélites é activado e são executados testes de rádio frequência. Todos os sistemas do lançador são inspeccionados e nesta fase a torre móvel de serviço é deslocada para a plataforma de lançamento, servindo de apoio técnico ao veículo. Os ductos de ar condicionado são ligados e procede-se à activação do modo do sistema de controlo térmico. Nesta altura é desactivado o sistema de controlo do modo térmico líquido. As coberturas térmicas são agora removidas e procede-se à verificação da tensão da banda de fixação. São verificadas as ligações de rádio e procede-se à carga das baterias da carga.


No segundo e terceiro dia de preparativos para o lançamento são realizadas operações com a carga a bordo do lançador, procedendo-se à carga das baterias e a verificações das ligações de rádio. A torre móvel de serviço é evacuada no terceiro dia e procede-se a uma simulação da contagem decrescente. No dia anterior ao lançamento são removidos os dispositivos de protecção da carenagem e procede-se ao registo fotográfico das operações de encerramento dos diversos elementos do lançador. Procede-se também à instalação das câmaras de vídeo na plataforma de lançamento, à carga das baterias e a verificações das ligações de rádio.

A cerca de T-11h 30m tem lugar a activação do equipamento de teste e de suporte de solo relacionado com o sistema de orientação, navegação e controlo do estágio superior Briz-M. A decisão de prosseguir com o lançamento é tomada cerca de oito horas antes da hora prevista para a ignição e é tomada pelo Comissão Intergovernamental. Nesta altura, a plataforma de lançamento é evacuada de todo o pessoal que não é essencial para as operações. A T-1h 10m dá-se a activação do equipamento de teste e de suporte de solo relacionado com o sistema de orientação, navegação e controlo do foguetão Proton-M e o início do abastecimento dos três estágios inferiores ocorre a T-6h. A T-5h, começam as actividades da contagem decrescente. A plataforma de lançamento é reaberta a T-2h 30m para as operações finais de encerramento do lançador. Pelas T-2h todo o pessoal técnico deve encontrar-se nas suas posições finais para o lançamento.

A torre móvel de serviço começa a ser deslocada para a sua posição de lançamento a T-1h. As actividades finais da contagem decrescente têm início a T-45m. O sinal do sistema de propulsão é gerado pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador. As unidades do sistema remoto da contagem decrescente são sincronizadas com o relógio principal da contagem decrescente. O sistema de abortagem é armado a T-

35m (uma luz verde no painel de controlo indica que o sistema de finalização de voo está pronto). Duas unidades redundantes na unidade de abortagem de lançamento são sincronizadas com o relógio da contagem decrescente (nesta altura o interruptor da unidade de abortagem está activo).

A T-10m o cliente indica de forma verbal a prontidão para o lançamento. Esta indicação é transmitida através da rede da contagem decrescente que interliga os vários intervenientes na actividade. O sinal de comando de T-300s é enviado pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador para o equipamento semelhante no estágio Briz-M para sincronizar a hora de lançamento. Entretanto o Briz-M inicia a sua transferência para o fornecimento interno de energia. A T-


2m o equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador começa a transferência para o fornecimento interno de energia (para os três estágios inferiores), enquanto que o estágio Briz-M finaliza este procedimento iniciado anteriormente. Um sinal é enviado pelo Briz-M para o lançador indicando a sua prontidão para o lançamento.

A activação da giro-plataforma teve lugar a T-5s e as verificações finais são feitas a T-3,1s pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador (verificando a prontidão do lançador, do estágio superior e da sua carga). Se todos os componentes do sistema estiverem prontos, é enviado um sinal para se iniciar a sequência de ignição do primeiro estágio. Os seis motores RD-276 do primeiro estágio do Proton-M entravam em ignição a T-1,756s até atingirem 50% da força nominal. A força aumenta até 100% a T-0s (1912:13,975UTC12) e a confirmação para o lançamento surge de imediato (de facto, a ignição ocorreu 0,079s mais tarde do que o previsto). A sequência de ignição verifica se todos os motores estão a funcionar de forma nominal antes de se permitir o lançamento. O foguetão ascende verticalmente durante cerca de 10 segundos. O controlo de arfagem, da ignição e fim de queima dos motores, o tempo de separação da ogiva de protecção e o controlo de atitude, são todos calculados para que os estágios extintos caíam nas zonas pré-determinadas.

12 Estes dados bem como das tabelas seguintes são fornecidos pela GK"PTs Khrunichev.

Em Órbita

105

A ignição do segundo estágio ocorreu a T+1m 54,964s e a separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorreu a T+1m 59,773s. A ignição dos motores vernier do terceiro estágio ocorreu a T+5m 24,679s com os quatro motores RD-0210 do segundo estágio a terminarem as suas queimas a T+5m 27,399s. A separação entre o segundo e o terceiro estágio ocorre a T+5m 28,120s e a ignição do motor RD-0212 do terceiro estágio ocorre a T+5m 30,544s.

A T+5m 45,945s inicia-se o processo de separação da carenagem de protecção do satélite. Grampos longitudinais e juntas de fixação transversais são abertas com as duas metades da ogiva de protecção a serem afastadas por meio de molas. As duas metades da ogiva acabaram por cair na zona de impacto do segundo estágio. O sinal de indicação da separação das duas metades da carenagem surgiu a T+5m 46,044s.

Valores medidos Evento

s Desvio (s) Separação da carenagem 345,945 0,897 Indicação da separação 346,044 0,642

O lançador continua a voar propulsionado pelo terceiro estágio até se iniciar o processo de separação entre este e o estágio Briz-M que inicia por sua vez a sua primeira queima.

Valores medidos Evento

s Desvio (s) Comando preliminar 570,603 0,865 Comando principal 581,940 0,242 Separação da Unidade Orbital 582,072 0,210 MCI 1 – ignição 662,372 0,510 MS 1 – ignição 676,397 0,535 MCI 1 – final da queima 678,298 0,536 MS 2 – final da queima 935,526 6,149

A separação da Unidade Orbital (estágio Briz-M juntamente com o satélite Nimiq-6) ocorre às 1921:56,047UTC. O processo de separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M é iniciado com o final da queima dos motores vernier, seguido da quebra das ligações mecânicas entre os dois estágios e da ignição dos retro-foguetões de combustível sólido para afastar o terceiro estágio do Briz-M. Imediatamente após a separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M, são accionados os motores de estabilização do estágio superior para eliminar a velocidade angular resultante da separação e proporcionar ao Briz-M a orientação e estabilidade ao

longo da trajectória suborbital onde se encontra antes da sua primeira ignição. A tabela ao lado mostra os parâmetros da trajectória suborbital atingida e a tabela em baixo à direita mostra os parâmetros orbitais após a primeira queima do Briz-M (órbita de suporte).

A segunda queima do Briz-M é executava no primeiro nodo de ascensão da órbita de suporte e após esta queima a Unidade de Ascensão atinge uma órbita intermédia. A terceira e quarta queima irão ter lugar após a Unidade de Ascensão executar uma órbita em torno do planeta e têm lugar no perigeu, formando uma órbita de transferência com um apogeu próximo do que será conseguido na órbita final.

Parâmetro Estimativa ominal Desvio

T (h:m:s) 1:21:17,4 1:21:17,5 0:0:0,1

a (km) 6.216,08 6.216,15 0,07

e 0,0535833 0,0535244 0,0000589

i 51º 32’ 54’’ 51º 33’ 16’’ 0º 0’ 22’’

Perigeu (km) -495,13 -494,70 0,43

Apogeu (km) 170,02 170,73 0,29

Em Órbita

106

Valores medidos

(s) Desvio (s)

MCI 2 – ignição 4.030,136 0,136 MS 2 – ignição 4.050,300 0,300 MCI 2 – final da queima 4.052,156 0,256 MS 2 – final da queima 5.098,900 17,330 MCI 3 – ignição Sem dados - MS 3 – ignição 12.524,400 0,400 MCI 3 – final da queima 12.526,223 0,323 MS 3 – final da queima 13.448,970 5,456 MCI 4 – ignição Sem dados - Separação do Tanque Auxiliar 13.498,876 5,550 MCI 4 – final da queima 13.501,137 5,489 MCI 5 – ignição Sem dados - MS 4 – ignição 13.591,600 0,174 MCI 5 – final da queima 13.593,674 0,348 MS 4 – final da queima 13.719,500 2,089 MCI 6 – ignição 31.840,141 0,141 MS 5 – ignição 31.850,168 0,168 MCI 6 – final da queima 31.852,266 0,366 MS 5 – final da queima 32.441,041 4,595 Separação SES-4 33.224,393 15,607 MCI 7 – ignição 40.600,207 0,207 MCI 7 – final da queima 40.615,346 0,346 MCI 8 – ignição Sem dados - MCI 8 – final da queima Sem dados -

As tabelas em baixo mostram, respectivamente, os parâmetros orbitais da órbita intermédia e da órbita de transferência.

Segundo a Khrunichev a separação do Nimiq-6 teve lugar às 0425:56,393UTC do dia 18 de Maio. Após a separação do Nimiq-6 procedeu-se à medição dos seus parâmetros orbitais e o estágio Briz-M é colocado numa órbita mais afastada dos satélites, levando a cabo mais duas manobras orbitais procedendo à ignição do seu motor para afastar a sua órbita. A pressão dos tanques de propolentes do Briz-M é reduzida para evitar qualquer tipo de fuga de propolente que possa levar à destruição do veículo e á consequente criação de detritos orbitais.

O Nimiq-6 ficou colocado numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 35.785,86 km de altitude, perigeu a 12.073,59 km de altitude, inclinação orbital de 10º 12’ 17’’ e período orbital de 875,17 minutos.

Legenda: MCI – Motor de Correcção de Impulso; MS – Motor de Sustentação. O número em frente a cada sigla indica o número da manobra orbital. Dados fornecidos pelo Centro de Pesquisa e Produção Espacial Khrunichev.


T (h:m:s) 2:21:54,1 2:21:55,6 0:0:1,5

a (km) 9.011,94 9.013,00 1,05

e 0,2622556 0,2623987 0,0001432

i 50º 21’ 9’’ 50º 18’ 00’’ 0º 3’ 9’’

Perigeu (km) 270,38 269,86 0,51

Apogeu (km) 4.997,24 4.999,86 2,62


T (h:m:s) 10:34:40,6 10:35:16,6 0:0:29,8

a (km) 24.466,73 24.479,49 12,75

e 0,7225430 0,7227066 0,0001636

i 49º 8’ 30’’ 49º 6’ 00’’ 0º 2’ 30’’

Perigeu (km) 410,33 409,86 0,47

Apogeu (km) 35.766,87 35.792,84 25,97

Em Órbita

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Em Órbita

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Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo nos meses de Abril e Maio de 2012. Por debaixo de cada satélite 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 e 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)

03 Abril 2312:57 2012-014A 38109 USA-234 ‘NROL-25’ Delta-IV-M+(5,2) 'Electra' (D359) Vandenberg AFB, SLC-6 Dados não disponíveis 14 Abril 2238:55 2012-F01 Kwangmyongsong-3 Unha-3 Sohae 100 20 Abril 1250:24 2012-015A 38222 Progress M-15M 11A511U Soyuz-U (Л15000-135) Baikonur, LC31 PU-6 7.290 (406 / 391 / 51,64 / 92,53) 23 Abril 2218:13 2012-016A 38245 YahSat-1B 8K82KM Proton-M/Briz-M (93527/99529) Baikonur LC200 PU-39 6.050 (35793 / 35779 / 0,02 / 1436,07) 26 Abril 0017 2012-017A 38248 RISAT-1 PSLV-C19 (PSLV-XL) Satis Dawan, Ilha de Sriharikota FLP 1.858 (540 / 538 / 97,59 / 95,43) 29 Abril 2050:04 2012-018A 38250 Compass-M3 (Beidou-12) CZ-3B Chang Zheng-3B (Y14) Xichang, LC2 2.320 (21594 / 21461 / 55,17 / 773,2) 2012-018B 38251 Compass-M4 (Beidou-13) 2.320 (21602 / 21453 / 55,1 / 773,21) 04 Maio 1842:00 2012-019A 38254 USA-235 ‘AEHF-2’ Atlas-V/531 (AV-031) Cabo Canaveral, SLC-41 (45969 / 26171 / 4,54 / 1450,61) 06 Maio 0710:05 2012-020A 38256 TH-1B Tianhui-1B CZ-2D Chang Zheng-2D (Y17) Jiuquan, LC43 603 (506 / 485 / 97,37 / 94,52) 10 Maio 0706:05 2012-021A 38257 YG-14 Yaogan Weixing-14 CZ-4B Chang Zheng-4B Taiyuan, LC9 (479 / 470 / 97,24 / 94,09) 38258 TT-1 Tiantuo-1 9,3 (472 / 465 / 97,24 / 93,96) 15 Maio 0301:23 2012-022A 38291 Soyuz TMA-04M 11A511U-FG Soyuz-FG (Л15000-041) Baikonur, LC1 PU-5 7200 (406 / 391 / 51,64 / 92,53) 15 Maio 2133 2012-023A 38331 JCSAT-13 Ariane-5ECA (VA206/L562) CSG Kourou, ELA3 4.528 (35790 / 35784 / 0,08 / 1436,11) 38332 Vinasat-2 2.964 (35792 / 35782 / 0,03 / 1436,1) 17 Maio 1405 2012-024A 38335 Cosmos 2480 11A511U Soyuz-U (229) GIK-1 Plesetsk, LC16/2 (261 / 192 / 81,37 / 89,03) 17 Maio 1939 2012-025A 38337 Shizuku (GCOM-W1) H-2A/202 (F21) Tanegashima, Yoshinobu LP1 1.880 (694 / 692 / 98,2 / 98,62) 38338 Arirang-3 (Kompsat-3) 800 (677 / 666 / 98,13 / 98,17) 38339 SDS-4 50 (673 / 663 / 98,17 / 98,1)

Em Órbita

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38340 Horyu-2 7 (670 / 652 / 98,17 / 97,16) 17 Maio 1912:14 2012-026A 38342 Nimiq-6 8K82KM Proton-M/Briz-M (93529/99530) Baikonur, LC81 PU-24 4.500 (35686 / 35566 / 0,05 / 1427,9) 22 Maio 0744:38 2012-027A 38348 Dragon COTS-2+ Falcon-9 v1.0 (F-3) Cabo Canaveral AFS, SLC-40 (406 / 392 / 51,64 / 92,54) Regressou à Terra a 31 de Maio de 2012 2012-027B 38349 Celestis-11 (249 / 242 / 51,66 / 89,71) 26 Maio 1556:04 2012-028A 38352 ZX-2A Zhongxing-2A CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y17) Xichang, LC2 5.320 (35792 / 35781 / 0,18 / 1436,1) 29 Maio 0731:05 2012-029A 38354 YG-15 Yaogan Weixing-15 CZ-4C Chang Zheng-4C (Y10) Taiyuan, LC9 (1206 / 1201 / 100,13 / 109,51)

Em Órbita

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Outros Objectos Catalogados

A tabela indica os objectos catalogados em órbita no mês de Maio de 2012.

Data Lançamento Des. Int. ORAD Designação Veículo Lançador Local de Lançamento

29 Abril 2012-018C 38252 DSSS – Sistema de adaptaçãoCZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y14) Xichang, LC2 29 Abril 2012-018D 38253 H-18 (CZ3BE-Y14) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y14) Xichang, LC2 04 Maio 2012-019B 38255 Centaur Atlas-V/531 (AV-031) Cabo Canaveral AFS, SLC-41 10 Maio 2012-021C 38259 L-14 (CZ4B-Y12) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y12) Taiyuan, LC9 10 Maio 2012-021D 38260 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y12) Taiyuan, LC9 10 Maio 2012-021E 38261 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y12) Taiyuan, LC9 25 Maio 2007-019B 38262 (Destroço) Yaogan-2 CZ-2D Chang Zheng-2D (Y8) Jiuquan, LC43 603 25 Maio 2007-019C 38263 (Destroço) Yaogan-2 CZ-2D Chang Zheng-2D (Y8) Jiuquan, LC43 603 01 Dezembro 2008-061C 38264 (Destroço) Yaogan-4 CZ-2D Chang Zheng-2D (Y9) Jiuquan, LC43 603 09 Dezembro 2009-069B 38265 (Destroço) Yaogan-7 CZ-2D Chang Zheng-2D (Y10) Jiuquan, LC43 603 09 Dezembro 2009-069C 38266 (Destroço) Yaogan-7 CZ-2D Chang Zheng-2D (Y10) Jiuquan, LC43 603 24 Agosto 2010-040B 38267 (Destroço) Tianhui-1 CZ-2D Chang Zheng-2D (Y14) Jiuquan, LC43 603 24 Agosto 2010-040C 38268 (Destroço) Tianhui-1 CZ-2D Chang Zheng-2D (Y14) Jiuquan, LC43 603 06 Maio 2012-020B 38269 (Destroço) Tianhui-1B CZ-2D Chang Zheng-2D (Y17) Jiuquan, LC43 603 06 Maio 2012-020C 38270 (Destroço) Tianhui-1B CZ-2D Chang Zheng-2D (Y17) Jiuquan, LC43 603 31 Outubro 1979-095BR 38271 (Destroço) Meteor-2 (5) 8A92M Vostok NIIP-53 Plesetsk, LC43/4 São catalogados 9 objectos referentes ao satélite meteorológico Meteor-2 (5) 31 Outubro 1979-095CA 38280 (Destroço) Meteor-2 (5) 8A92M Vostok NIIP-53 Plesetsk, LC43/4 30 Janeiro 1988-005AJ 38281 (Destroço) Meteor-2 (17) 11K68 Tsyklon-3 NIIP-53 Plesetsk, LC32/? São catalogados 7 objectos referentes ao satélite meteorológico Meteor-2 (17) 30 Janeiro 1988-005AQ 38287 (Destroço) Meteor-2 (17) 11K68 Tsyklon-3 NIIP-53 Plesetsk, LC32/? 14 Maio 1981-043W 38288 (Destroço) Meteor-2 (7) 8A92M Vostok NIIP-53 Plesetsk, LC43/4 25 Maio 1982-025BF 38289 (Destroço) Meteor-2 (8) 11K68 Tsyklon-3 NIIP-53 Plesetsk, LC32/1 14 Dezembro 1982-116J 38290 (Destroço) Meteor-2 (9) 8A92M Vostok NIIP-53 Plesetsk, LC43/3 15 Maio 2012-022B 38292 Blok-I 11A511U-FG Soyuz-FG (Л15000-041) Baikonur, LC1 PU-5 04 Novembro 2010-059C 38293 (Destroço) CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7) Taiyuan, LC9 04 Novembro 2010-059D 38294 (Destroço) CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7) Taiyuan, LC9 04 Novembro 2010-059E 38295 (Destroço) CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7) Taiyuan, LC9 04 Novembro 2010-059F 38296 (Destroço) CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7) Taiyuan, LC9 04 Novembro 2010-059G 38297 (Destroço) CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7) Taiyuan, LC9 15 Junho 2010-027C 38298 (Destroço) CZ-2D Chang Zheng-2D (Y15) Jiuquan, LC43 603 15 Junho 2010-027D 38299 (Destroço) CZ-2D Chang Zheng-2D (Y15) Jiuquan, LC43 603 15 Junho 2010-027E 38300 (Destroço) CZ-2D Chang Zheng-2D (Y15) Jiuquan, LC43 603 15 Junho 2010-027F 38301 (Destroço) CZ-2D Chang Zheng-2D (Y15) Jiuquan, LC43 603 15 Junho 2010-027G 38302 (Destroço) CZ-2D Chang Zheng-2D (Y15) Jiuquan, LC43 603 05 Março 2010-009G 38303 (Destroço) Yaogan-4B CZ-4C Chang Zheng-4C (Y5) Jiuquan, LC43 603

Em Órbita

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05 Março 2010-009H 38304 (Destroço) CZ-4C Chang Zheng-4C (Y5) Jiuquan, LC43 603 05 Março 2010-009J 38305 (Destroço) CZ-4C Chang Zheng-4C (Y5) Jiuquan, LC43 603 09 Novembro 2011-066D 38306 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y21) Taiyuan, LC9 09 Novembro 2011-066E 38307 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y21) Taiyuan, LC9 09 Novembro 2011-066F 38308 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y21) Taiyuan, LC9 22 Dezembro 2011-079C 38309 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y15) Taiyuan, LC9 22 Dezembro 2011-079D 38310 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y15) Taiyuan, LC9 22 Dezembro 2011-079E 38311 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y15) Taiyuan, LC9 22 Dezembro 2011-079F 38312 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y15) Taiyuan, LC9 15 Agosto 2011-043C 38313 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y14) Taiyuan, LC9 15 Agosto 2011-043D 38314 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y14) Taiyuan, LC9 15 Agosto 2011-043E 38315 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y14) Taiyuan, LC9 15 Agosto 2011-043F 38316 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y14) Taiyuan, LC9 09 Janeiro 2012-001D 38317 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y26) Taiyuan, LC9 09 Janeiro 2012-001E 38318 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y26) Taiyuan, LC9 09 Janeiro 2012-001F 38319 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y26) Taiyuan, LC9 09 Janeiro 2012-001G 38320 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y26) Taiyuan, LC9 15 Dezembro 2008-064G 38321 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y20) Taiyuan, LC9 15 Dezembro 2008-064H 38322 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y20) Taiyuan, LC9 05 Novembro 2008-056J 38323 (Destroço) CZ-2D Chang Zheng-2D (Y12) Jiuquan, LC43 603 05 Novembro 2008-056K 38324 (Destroço) CZ-2D Chang Zheng-2D (Y12) Jiuquan, LC43 603 15 Dezembro 2009-072D 38325 (Destroço) CZ-4C Chang Zheng-4C (Y4) Taiyuan, LC9 06 Outubro 2010-051H 38326 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y23) Taiyuan, LC9 20 Novembro 2011-068J 38327 (Destroço) CZ-2D Chang Zheng-2D (Y19) Jiuquan, LC43 603 22 Outubro 2001-049QP 38328 (Destroço) PSLV-C3 Satish Dawan SHAR, PSLV 28 Novembro 1991-082CS 38329 (Destroço) USA-73 Atlas-E / Star-37S-ISS (53E) Vandenberg AFB, SLC-3W 30 Janeiro 1988-005AR 38330 (Destroço) Meteor-2 (17) 11K68 Tsyklon-3 NIIP-53 Plesetsk, LC32/? 15 Maio 2012-023C 38333 ESC-A (L562) Ariane-5ECA (VA206/L562) CSG Kourou, ELA3 15 Maio 2012-023D 38334 Sylda-5 n.º 49-A Ariane-5ECA (VA206/L562) CSG Kourou, ELA3 17 Maio 2012-024B 38336 Blok-I 11A511U Soyuz-U (229) GIK-1 Plesetsk, LC16/2 17 Maio 2012-025E 38341 Último estágio H-2A H-2A/202 (F21) Tanegashima, Yoshinobu LP1 17 Maio 2012-026B 38343 Briz-M (99530) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93529/99530) Baikonur, LC81 PU-24 17 Maio 2012-026C 38344 Tanque Briz-M (99530) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93529/99530) Baikonur, LC81 PU-24 17 Maio 2012-025F 38345 (Destroço) H-2A/202 (F21) Tanegashima, Yoshinobu LP1 17 Maio 2012-025G 38346 (Destroço) H-2A/202 (F21) Tanegashima, Yoshinobu LP1 17 Maio 2012-025H 38347 (Destroço) H-2A/202 (F21) Tanegashima, Yoshinobu LP1 22 Maio 2012-027C 38350 (Destroço) Falcon-9 v1.0 (F-3) Cabo Canaveral AFS, SLC-40 22 Maio 2012-027D 38351 (Destroço) Falcon-9 v1.0 (F-3) Cabo Canaveral AFS, SLC-40

Em Órbita

112

Regressos / Reentradas A tabela indica os satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram no mês de Maio de 2012. 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 01 Mai. Ree. 1983-044GC 37785 (Destroço) Cosmos 1461 11K69 Tsyklon-2 (45099806) 07 Maio NIIP-5 Baikonur, LC90/19 10587 02 Mai. Ree. 1993-036AEN 34959 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6895 03 Mai. Ree. 1997-051FX 34379 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 5345 03 Mai. Ree. 1993-036AAK 34782 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6896 07 Mai. Ree. 1999-025AFU 30457 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4746 08 Mai. Ree. 1993-036BQQ 37989 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6901 09 Mai. Ree. 2002-043B 27526 Último estágio PSLV PSLV-C4 12 Setembro Satish Dawan SHAR, PSLV 3527 11 Mai. Ree. 1999-025DJF 33742 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4750 12 Mai. Ree. 1999-025HG 30457 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4751 12 Mai. Ree. 1997-051GR 34500 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 5354 13 Mai. Ree. 1993-036LD 34132 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6906 14 Mai. Ree. 1999-025DCB 32463 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4753 14 Mai. Ree. 1994-074U 36851 (Destroço) Resurs-O1 (3) 11K77 Zenit-2 (51057902) 04 Novembro GIK-5 Baikonur, LC45/1 6401 15 Mai. Ree. 1979-058H 13960 (Destroço) Cosmos 1109 8K78M Molniya-M/L 27 Junho NIIP-53 Plesetsk, LC41/1 12011 15 Mai. Ree. 1999-025DNN 35182 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4754 17 Mai. Ree. 2012-022B 38292 Blok-I 11A511U-FG Soyuz-FG (Л15000-041) 15 Maio Baikonur, LC1 PU-5 2 19 Mai. Ree. 1997-051KL 34659 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 5361 20 Mai. Ree. 1979-058G 12995 (Destroço) Cosmos 1109 8K78M Molniya-M/L 27 Junho NIIP-53 Plesetsk, LC41/1 12012 20 Mai. Ree. 1993-036BAE 36431 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6913 20 Mai. Ree. 2011-029B 37729 Último estágio Minotaur Minotaur-I 30 Junho Wallops Island MARS, LP-0B 325 20 Mai. Ree. 2012-024B 38336 Blok-I 11A511U Soyuz-U (229) 17 Maio GIK-1 Plesetsk, LC16/2 3 26 Mai. Ree. 1997-051NK 34930 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 5368 29 Mai. Ree. 2001-049FS 27222 (Destroço) PSLV-C3 22 Outubro Satish Dawan SHAR, PSLV 3872 29 Mai. Ree. 1993-036AAL 34783 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6922 29 Mai. Ree. 1999-025DPE 35198 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4769 29 Mai. Ree. 1994-074P 35266 (Destroço) Resurs-O1 (3) 11K77 Zenit-2 (51057902) 04 Novembro GIK-5 Baikonur, LC45/1 6416 29 Mai. Ree. 1997-051UG 35923 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 5371 31 Mai. Reg. 2012-027A 38348 Dragon-C2+ Falcon-9 v1.0 (F-3) 22 Maio Cabo Canaveral AFS, SLC-40 9

Em Órbita

113

Lançamentos orbitais previstos para Junho e Julho de 2012

Dia (UTC) Lançador Carga Local

Junho 01 (0522:59) Zenit-3SL/DM-SL (SL33/32Л) Intelsat-19 Oc. Pacífico, Odyssey 13 (1600:36) L-1101 Stargazer Pegasus-XL (M48) NuSTAR (SMEX-11) Kwajalein 16 (1037:21) CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G (Y9) SZ-9 Shenzhou-9 Jiuquan, LC43 912 18 (1200:00) Atlas-V/401 (AV-023) NRO L-38 'Drake' Cabo Canaveral AFS, SLC-41 19 (1824:05) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93530/99531) SES-5 Baikonur, LC81 PU-24 28 (0930 :00) Delta-IV Heavy NRO L-15 Cabo Canaveral AFS, SLC-37B ?? Ariane-5ECA (VA207) Jupiter-1/EchoStar-17 CSG Kourou, ELA3 MSG-3 Julho 2 Rokot/Briz-KM (4926391835/72515) Gonets-M n.º 13L GIK-1 Plesetsk, LC133/3 Gonets-M n.º 14L Rodnik MiR (Yubeleny-2; Mikhail Reshetnev) 5 8K82KM Proton-M/Briz-M (93531/99532) Telkom-3 Baikonur, LC81 PU-24 Express-MD2 15 11A511U-FG Soyuz-FG (042) Soyuz TMA-05M Baikonur, LC1 PU-5 21 H-2B (F3) HTV-3 Kounotori-3 Tanegashima, Yoshinobu LP2 Raiko We Wish Niwaka (FITSat-1) F 1 TechEdSat 24 8K82KM Proton-M/Briz-M (93526/99528) Intelsat-23 Baikonuyr, LC81 PU-24 27 Ariane-5ECA (VA208) Intelsat-20 CSG Kourou, ELA3 Hylas-2 ?? CZ-3C Chang Zheng-3C TL-1 Tianlian-1 (03) Xichang, LC2 ?? CZ-4C Chang Zheng-4C (Y9) YG-16 Yaogan Weixing-16A Jiuquan, LC43 603 YG-16 Yaogan Weixing-16B YG-16 Yaogan Weixing-16C

Em Órbita

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Próximos Lançamentos Tripulados

Shenzhou-9

Chang Zheng-2F/G (Y9)

Jiuquan, LC43 921

16 – Junho, 2012

Nie Haisheng Zhang Xiaoguan Wang Yaping

Jing Haipeng

Liu Wang Liu Yang

Soyuz TMA-05M

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

15 Julho, 2012

Yuri Ivanovich Malenchenko (5) Sunita Lyn Williams (2)

Akihiko Hoshide (2)

Roman Yuriyevich Romanenko Chris Austin Hadfield

Thomas Henry Marshburn

Soyuz TMA-06M

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

15 Outubro, 2012

Oleg Viktorovitch Novitsky (1) Yevgeni Igorevich Tarelkin (1)

Kevin Anthony Ford (2)

Pavel Vladimirovich Vinogradov Alexander Alexandrovich Misurkin

Christopher John Cassidy

Em Órbita

115

05 de Dezembro de 2012 Soyuz TMA-07M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Roman Yuriyevich Romanenko (2); Chris Austin Hadfield (3); Thomas Henry Marshburn (1) Fyodor Nikolayevich Yurchikhin; Luca Salvo Parmitano; Karen LuJean Nyberg 2 de Abril de 2013 Soyuz TMA-08M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Pavel Vladimirovich Vinogradov (3); Alexander Alexandrovich Misurkin (1); Christopher John Cassidy (2) Oleg Valeriyevich Kotov; Sergey Nikolayevich Ryazansky; Michael Scott Hopkins ?? de Maio de 2013 Soyuz TMA-09M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Fyodor Nikolayevich Yurchikhin (4); Luca Salvo Parmitano (1); Karen LuJean Nyberg (2) Mikhail Vladislavovich Tyurin; Richard Alan Mastracchio; Koichi Wakata ?? de Setembro de 2013 Soyuz TMA-10M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Oleg Valeriyevich Kotov (3); Sergey Nikolayevich Ryazansky (1); Michael Scott Hopkins (1) Alexander Vikentyevich Skvortsov; Oleg Germanovich Artemyev; Steven Ray Swanson ?? de ovembro de 2013 Soyuz TMA-11M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Mikhail Vladislavovich Tyurin (3); Richard Alan Mastracchio (4); Koichi Wakata (4) Cosmonauta Russo; Alexander Gerst; Gregory Reid Wiseman ?? de ?? de 2013 Shenzhou-10 CZ-2F Chang Zheng-2F (Y10) Jiuquan, 921 ¿????; ¿????; ¿???? ¿????; ¿????; ¿???? ?? de Março de 2014 Soyuz TMA-12M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Alexander Vikentyevich Skvortsov (2); Oleg Germanovich Artemyev (1); Steven Ray Swanson (3) Dmitri Yurievich Kondratyev; Elena Olegovna Serova (1); Astronauta dos EUA ?? de Maio de 2014 Soyuz TMA-13M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta Russo; Alexander Gerst (1); Gregory Reid Wiseman (1) ?? de Setembro de 2014 Soyuz TMA-14M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Dmitri Yurievich Kondratyev (2); Elena Olegovna Serova (1); Astronauta dos EUA Cosmonauta Russo; Astronauta EUA; Astronauta EUA ?? de ovembro de 2014 Soyuz TMA-15M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da ESA (?); Astronauta dos EUA ?? de Março de 2015 Soyuz TMA-16M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA ?? de Maio de 2015 Soyuz TMA-17M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Samantha Cristoforetti (1) (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA ?? de Setembro de 2015 Soyuz TMA-18M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA ?? de ovembro de 2015 Soyuz TMA-19M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da ESA (?); Astronauta dos EUA ?? de Março de 2016 Soyuz TMA-20M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA

Em Órbita

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?? de Maio de 2016 Soyuz TMA-21M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Thomas Pesquet (1) (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA

Futuras Expedições e actividades na ISS

A Expedição 31 é composta por Oleg Kononenko (Comandante – Rússia), Donald Pettit (Engenheiro de Voo – EUA), André Kuipers (Engenheiro de Voo – Holanda), Gennadi Padalka (Engenheiro de Voo – Rússia), Sergei Revin (Engenheiro de Voo – Rússia) e Joseph Acaba (Engenheiro de Voo – EUA), sendo estes três últimos lançados a 15 de Maio de 2012 a bordo da Soyuz TMA-04M. Kononenko, Kuipers e Pettit regressam à Terra a 1 de Julho de 2012.

A Expedição 32 será composta por Gennadi Padalka (Comandante – Rússia), Sergei Revin (Engenheiro de Voo – Rússia), Joseph Acaba (Engenheiro de Voo – EUA), Yuri Malenchenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Sunita Williams (Engenheiro de Voo – EUA) e

Akihiko Hoshide (Engenheiro de Voo – Japão), sendo estes três últimos lançados a 15 de Julho de 2012 a bordo da Soyuz TMA-05M.

A Expedição 33 será composta por Sunita Williams (Comandante – EUA), Yuri Malenchenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Akihiko Hoshide (Engenheiro de Voo – Japão), Oleg Novitsky (Engenheiro de Voo – Rússia), Yevgeni Tarelkin (Engenheiro de Voo – Rússia) e Kevin Ford (Engenheiro de Voo – EUA), sendo estes três últimos lançados a 15 de Outubro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-06M.

A Expedição 34 será composta por Kevin Ford (Comandante – EUA), Oleg Novitsky (Engenheiro de Voo – Rússia), Yevgeni Tarelkin (Engenheiro de Voo – Rússia), Roman

Romanenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Chris Hadfield (Engenheiro de Voo – Canadá) e Thomas Marshburn (Engenheiro de Voo – EUA), sendo estes três últimos lançados a 5 de Dezembro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-07M.

A Expedição 35 será composta por Chris Hadfield (Comandante – Canadá), Roman Romanenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Thomas Marshburn (Engenheiro de Voo – EUA) e por Pavel Vinogradov (Engenheiro de Voo – Rússia); Alexander Misurkin (Engenheiro de Voo – Rússia); Christopher Cassidy (Engenheiro de Voo – EUA).

Em Órbita

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Lançamentos Suborbitais A seguinte tabela tenta fazer uma listagem de todos os lançamentos suborbitais realizados. Entre os lançamentos que se pretende listar estarão os lançamentos de mísseis balísticos intercontinentais ou de outros veículos com capacidade de atingir a órbita terrestre mas que são utilizados em lançamentos suborbitais. A listagem é baseada em informação recolhida na rede informática mundial, através de pesquisa quase diária por parte do autor, e de múltipla informação recebida de várias fontes entre as quais se encontram as várias agências espaciais.

Esta lista estará sempre incompleta pois será quase impossível obter a informação de todos os lançamentos suborbitais realizados (por exemplo, muitos testes de mísseis balísticos podem ser secretos e a informação recebida poderá, quase de certeza, ser muito escassa).

Muitas vezes são realizados lançamentos suborbitais por foguetões sonda mas que não atingem altitudes orbitais. Estes lançamentos que não superam os 100 km de altitude, limite inferior do Espaço internacionalmente reconhecido, serão assinalados.

Data Hora ome Lançador Local

05 Abr. 1418 SL-6 SpaceLoft-XL Spaceport América 19 Abr. 0237 Agni-V Chandipur 25 Abr. Haft-IV (Shaheen-1A) Somniani 09 Mai. 0618 Aegis FTM-16 Event 2 ARAV-A Kauai 09 Mai. SM-3 USS Lake Erie, Oc. Pacífico 23 Mai. 0615 Avangard (?) GIK-1 Plesetsk

9 Maio – Teste Aegis A 9 de Maio teve lugar o lançamento de um míssil de curto alcance ARAV-A a partir de Kauai que serviu de alvo para um ensaio do sistema anti-míssil Aegis (FTM-16 Evente-2). Um míssil interceptor, SM-3 (Block IB), imagem ao lado, foi lançado minutos mais tarde a partir do navio USS Lake Erie, tendo interceptado o seu alvo sobre o Oceano Pacífico.

Com o trabalho conjunto dos radares, sistema de navegação inercial e computadores de bordo, o sistema de busca via rádio identificou o alvo e orientou o míssil interceptor para um impacto preciso, destruindo a ameaça.

23 Maio – Avangard (?) As Forças de Mísseis Estratégicos da Rússia levaram a cabo às 0615UTC do dia 23 de Maio o lançamento de um protótipo de um novo míssil a partir de uma plataforma móvel localizada no Cosmódromo GIK-1 Plesetsk, Arkhangelsk. A ogiva acabaria por impactar na zona de testes localizada na Ilha de Kamchatka.

O novo míssil destina-se a fortalecer as capacidades das forças estratégicas de mísseis da Rússia, nomeadamente a capacidade de ultrapassar os sistemas de defesa anti-míssil.

O novo míssil foi construído com a utilização máxima de componentes já existentes juntamente com novos elementos e tecnologias desenvolvidas a quando da quinta geração de sistemas de mísseis de forma a encurtar o seu tempo de desenvolvimento.

Em Órbita

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Cronologia Astronáutica (LXXVIII)

Por Manuel Montes -Julho de 1950: França executa progressos no desenvolvimento de mísseis e prepara o míssil Véronique. Antes da entrada em funções do veículo mais ou menos operacional (N), constrói-se a versão Véronique-R (Reduzido) para testar o sistema de orientação inicial. O Véronique-R é quase idêntico à versão N, mas a duração do funcionamento do seu motor foi reduzida a somente 6,5 segundos para limitar o seu alcance. Com um impulso de 4 toneladas, este motor é um dos parentes longínquos do motor que equipava a V-2 alemã e será um claro predecessor dos que utilizarão os modernos Ariane. Em Julho de 1950 são lançados dois Véronique-R, de um total de 8 em todo o programa.

-Julho de 1950: Enquanto que centros como o RAND trabalham nas suas propostas de sistemas de satélites para aplicações de reconhecimento, os Estados Unidos deparam-se mais cedo com a necessidade de conseguir informações devido à Guerra da Coreia. Um modo mais imediato do que os satélites, ainda que demasiado longínquo no tempo, são os globos de grande altitude, mais seguros em termos humanos do que os aviões. Assim, o Laboratório de Reconhecimento da Wright-Patterson AFB encarrega a empresa General Mills do desenho e lançamento experimental de quatro câmaras desde o aeroporto da Universidade do Minnesota. O ensaio de 24 de Julho é particularmente bem sucedido dado que as imagens tomadas a 91.000 pés de altitude são muito claras e com uma grande resolução. O RAND também colabora nos estudos e em Setembro de 1950 examina a possibilidade de usar este método sobre o território soviético, uma região quase desconhecida. O momento é particularmente crucial já que esta decisão significará o desenvolvimento de câmaras cada vez mais sofisticadas que depois poderão ser adaptadas nos primeiros satélites espiões americanos.

-11 de Julho de 1950: Voa desde White Sands o míssil Corporal-E5, mas um problema técnico reduz o abastecimentos dos propergóis.

-19 de Julho de 1950: O foguetão Bumper-7 permanece na rampa LC3 do Cabo Canaveral, pronto para se converter no primeiro engenho disparado desde este polígono, mas problemas técnicos (uma válvula obturada durante a ignição) obrigam a transportar de volta o BU-7 ao hangar.

-24 de Julho de 1950: O Bumper-8 (BU-8) substitui o Bumper-7. Este sim se converte no primeiro veículo que parte desde Cabo Canaveral (Long Range Proving Ground AFB). O objectivo não é alcançar uma grande altitude (15 km), mas sim uma grande distância (trajectória horizontal). Aparentemente, a V-2 funciona menos tempo do que o previsto e o WAC, apesar de se separar, não entra em ignição.

-29 de Julho de 1950: O Bumper-7 voa finalmente desde Cabo Canaveral. A ignição perfeita dos estágios permite que alcance uma velocidade máxima de 9.012 km/h, a mais alta até essa data.

-1 de Agosto de 1950: Continuando o incansável baile de denominações, a Long Range Proving Ground AFB adopta a designação de Patrick AFB, sede do actual Cabo Canaveral, Florida.

-31 de Agosto de 1950: Conforme se vão esgotando as existências de mísseis V-2, os lançamentos têm lugar de forma mais espaçada. Nesta data é lançado desde White Sands o veículo número 51. A missão denomina-se Blossom-IVG e transporta um rato como passageiro biológico. Durante o voo, o rato, que não está anestesiado, é observado por uma câmara. Os biólogos comprovam assim o seu comportamento na ausência temporal de gravidade. Isto permite ver que mantém a sua coordenação muscular e que por tanto a falta de gravidade não afecta a habilidade mental e física. O animal morrerá devido ao posterior impacto, já que p pára-quedas não se abre depois de alcançar 136 km de altitude. Os próximos voos norte-americanos com animais serão realizados com foguetões-sonda Aerobee.

-14 de Setembro de 1950: Despega desde White Sands o veículo Hermes A-1 número 2. Porém, explode aos 81 segundos, depois de perder o controlo 40 segundos antes. Trata-se de uma cópia do míssil anti-tanque alemão Wasserfall.

-30 de Setembro de 1950: Inicia-se o primeiro congresso da Federação Internacional de Astronáutica (IAF), que de facto origina a formação desta federação, em Paris. Os componentes principais serão as correspondentes associações astronáuticas alemã, britânica e francesa.

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 “"oticias del Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “"oticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “"C&T Plus”, participando também na realização dos conteúdos do canal científico da página “Terra”.

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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.

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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.

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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.

Constantes Algumas constantes de interesse:

• 7726 m/s (8000), Velocidade orbital terrestre a uma altitude de 300 km

• 3075 m/s (3000), Velocidade orbital na órbita geossíncrona (35786 km)

• 6371 km (6400), Raio médio da Terra

• 6378 km (6400), Raio equatorial da Terra

• 1738 km (1700), Raio médio da Lua

• 5.974e24 kg (6e24), Massa da Terra

• 7.348e22 kg (7e22), Massa da Lua

• 1.989e30 kg (2e30), Massa do Sol

• 3.986e14 m3/s^2 (4e14), Constante gravitacional vezes a massa da Terra

• 4.903e12 m3/s^2 (5e12), Constante gravitacional vezes a massa da Lua

• 1.327e20 m3/s^2 (13e19), Constante gravitacional vezes a massa do Sol

• 384401 km (4e5), Distância media entre a Terra e a Lua

• 1.496e11 m (15e10), Distância media entre a Terra e o Sol (Unidade astronómica)

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Em Órbita n.º 125 - Junho de 2012

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