edição n.º 97 março de 2010

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Em Órbita

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, Manuel Montes, Hugo André Costa e Ricardo Reis.

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

Rui C. Barbosa BRAGA

PORTUGAL

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+a Capa: Um foguetão Atlas-5 com as sondas LRO e LCROSS é lançado desde o cabo Canaveral marcando o regresso da NASA à Lua. Imagem: NASA.

Em Órbita n.º 97 (Vol. 9) – Março de 2010

Índice Ignição 5 RadioAstron – O Projecto Spektr-R 7 Observar Titã, por Ricardo Cardoso Reis 18 O Spirit é agora uma estação científica estacionária (Science@+ASA) 21 O longo voo da Gemini-V, por Rui C. Barbosa 23 Discovery – STS-128 / ISS-17A, por Manuel Montes 37 Lançamentos orbitais em Janeiro de 2010-02-08 57 China expande o seu sistema de navegação por satélite 58 Proton-M/Briz-M lança Raduga-1M 67 Quadro de lançamentos recentes 73 Outros objectos catalogados 74 Regressos / Reentradas 78 Próximos lançamentos tripulados 81 Futuras Expedições na ISS 83 Cronologia Astronáutica (LIV) 84 Explicação dos termos técnicos 86 +o próximo Em Órbita: - Endeavour, STS-130 - Lançamentos orbitais em Fevereiro de 2010 - Os cosmonautas do vaivém espacial Buran

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Em Órbita – Vol.9 - �.º 97 / Março de 2010 152

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Voo Espacial Tripulado

STS-130 / ISS-20A Após um adiamento de 24 horas devido à presença de nuvens sobre o Centro Espacial Kennedy, o vaivém espacial OV-105 Endeavour foi lançado às 0914:06,981UTC do dia 8 de Fevereiro de 2010 transportando um novo módulo e uma copula de observação e de controlo robótico para a estação espacial internacional que irá aumentar a nossa compreensão acerca do nosso planeta. Este foi o último lançamento nocturno previsto até ao final do programa do vaivém espacial.

Pelas 0922UTC o Endeavour encontrava-se em órbita terrestre e iniciava uma perseguição á ISS que na altura do lançamento estava a uma altitude de cerca de 393 km sobre a Roménia. Logo após a entrada em órbita terrestre a tripulação iniciou o processo de converter o veículo para o voo orbital. As portas do porão de carga foram abertas pelas 1052UTC e o braço robot Canadarm foi verificado pouco antes da tripulação iniciar o seu período de sono, levando também a cabo uma análise do módulo Tranquility no porão de carga do Endeavour. O primeiro período de sono em órbita iniciou-se às 1515UTC.

O primeiro dia completo em órbita iniciou-se pelas 2314UTC ao som to tema “Give Me Your Eyes” por Brandon Heath, tocado para o Piloto Terry Virts, o único novato a bordo do Endeavour. Os astronautas procederam à inspecção do escudo térmico do vaivém espacial, verificaram os fatos extraveículares e prepararam a acoplagem com a ISS.

A maior parte do dia foi dedicada à inspecção do escudo térmico do Endeavour. Os astronautas George Zamka, Kathryn Hire e Nicholas Patrick, utilizaram o Canadarm e o sistema se sensores OBSS (Orbital Boom Sensor System) para observarem a asa direita do Endeavour. Subsequentemente Virts e Robinson juntaram-se ao Comandante para observarem o nariz do vaivém espacial. Hire substituiu Zamka para a observação da asa direita.

Enquanto decorria a observação da asa direita, Patrick e Behnken verificaram os fatos extraveículares que os dois iriam utilizar durante as três actividades extraveículares na ISS. Posteriormente prepararam o equipamento para a actividade extraveícular e os mantimentos que seriam transferidos para a ISS.

Entre as últimas actividades levadas a cabo neste dia esteve uma verificação dos equipamentos de encontro e acoplagem por parte de Hire e Robinson, e a instalação de uma câmara central por parte de Patrick e Behnken, que depois procederam à colocação em posição do anel de acoplagem do Endeavour. A câmara é utilizada para observar a aproximação da ISS fornecendo uma imagem do centro do anel de acoplagem e auxiliando Zamka e os outros membros da tripulação a orientarem o Endeavour até ao porto de acoplagem do PMA-2 (Pressurized Mating Adapter-2). O anel de acoplagem é a primeira parte do vaivém espacial a entrar em contacto com a estação espacial.

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Entretanto, na ISS, os membros da Expedição 22 composta pelo Comandante Jeffrey Williams e pelos Engenheiros de Voo Maxim Surayev e Oleg Kotov (Rússia), Soichi Noguchi (Japão) e Timothy J. Creamer (Estados Unidos), preparavam-se para receber os visitantes. A bordo da ISS iriam fotografar a aproximação do Endeavour, nomeadamente o seu escudo de protecção térmica durante a pirueta na sua aproximação. O segundo período de descanso foi iniciado às 1414UTC do dia 9 de Fevereiro.

Acoplagem

O segundo dia em órbita iniciou-se ao som de “Katmandu” por Bob Seager, tocado para o Comandante George Zamka, pelas 2214UTC do dia 9 de Fevereiro. A aproximação á ISS iniciou com o Comandante e o Piloto do Endeavour a levarem a cabo uma série de manobras para refinarem a órbita do vaivém espacial. Por voltas das 0405UTC, e após o Endeavour atingir um ponto a 180 metros da ISS (directamente abaixo da estação espacial), Zamka comandou o Endeavour para executar uma lenta pirueta mostrando assim a sua zona inferior aos ocupantes da ISS. Jeffrey Williams e Oleg Kotov procederam então à documentação fotográfica do escudo de protecção térmica do Endeavour. Após esta manobra, Zamka colocou o Endeavour directamente em frente da estação antes de proceder a uma lenta aproximação que culminou com a acoplagem às 0506UTC do dia 10 de Fevereiro. A acoplagem teve lugar quando os dois veículos se encontravam a uma altitude de cerca de 398 km sobre a costa Oeste de Portugal. As escotilhas foram abertas pelas 0716UTC quando se sobrevoava a costa Noroeste da Austrália.

Após a usual palestra sobre os procedimentos de segurança a bordo da ISS, O Especialista de Missão Nicholas Patrick e o Engenheiro de Voo da ISS Timothy J. Creamer operaram o Canadarm2 para remover o sistema OBSS do porão de carga do Endeavour.

Ainda neste dia Zamka procedeu á transferência de peças suplentes do sistema de reciclagem de água da ISS para que Williams pudesse substituí-los e reactivar o equipamento que faz o processamento de urina para água potável que é consumida pelos membros das expedições da ISS. Os Especialistas de Missão Robert Behnken e Nicholas Patrick deslocaram os seus fatos espaciais extraveículares para o módulo Quest em preparação da primeira saída para o exterior.

A tripulação iniciou um novo período de descanso às 1314UTC, sendo despertada às 2109UTC ao som de “Also sprach Zarathrusta” por Richard Strauss, tocado para Nicholas Patrick. Este é o tema principal do filme “2001 – Odisseia no Espaço”.

Robert Behnken e Nicholas Patrick começaram a configurar as ferramentas que iriam utilizar na primeira actividade extraveícular. Por seu lado, Zamka e Soichi Noguchi procederam à reconfiguração de um novo fato extraveícular para Robert Behnken pois o seu fato original teve uma falha técnica que o impediu de ser utilizado, nomeadamente num sistema de fornecimento de energia para o sistema de vídeo sem fios e para o sistema de aquecimento das luvas.

O Comandante da ISS, Jeffrey Williams, iniciou o seu dia procedendo à instalação de um novo DAFCPA (Distillation Assembly and Flow Control

Pump Assembly) no sistema de reciclagem de água da estação espacial como parte do plano para reactivar o equipamento que processa a urina. Por seu lado, os Engenheiros de Voo Maxim Surayev e Oleg Kotov continuaram a armazenar itens no interior do veículo de carga Progress, enquanto que Timothy J. Creamer procedeu à monitorização de várias cargas científicas. Terry Virts, Katheryn Hire e Steven Robinson continuaram a transladação de novos equipamentos e mantimentos do Endeavour para a ISS.

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Pelas 0449UTC do dia 11 de Fevereiro, e após ambas as tripulações terem feito uma pausa para o almoço, Williams e Creamer juntaram-se aos restantes seis membros da tripulação do Endeavour para uma série de entrevistas com canais de televisão e rádio. Nomeadamente a KXTV-TV (Sacramento, Califórnia – terra natal de Robinson), WKRC-TV (Mobile, Alabama – terra natal de Hire), e a KMOX Rádio (St. Louis, Missouri – terra natal de Behnken).

A parte final do dia foi dedicada a algum descanso para os astronautas e cosmonautas em órbita antes de se proceder pelas 0910UTC, a uma revisão dos planos da primeira saída para o exterior. Em preparação para esta actividade extraveícular, Robert Behnken e Nicholas Patrick iniciaram o seu período de sono pelas 1300UTC no interior do módulo Quest com uma pressão atmosférica reduzida (10,2 psi) que facilitou assim a purga de azoto das suas correntes sanguíneas como medida de prevenção para evitar a doença da descompressão durante o passeio espacial.

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Primeira actividade extraveícular

Um novo dia de trabalho para os astronautas em órbita teve início às 2114UTC do dia 11 de Fevereiro ao som de “Beautiful Day” pelos U2, para a Especialista de Missão Katheryn Hire. Este dia seria quase na totalidade dedicado à primeira actividade extraveícular da missão STS-130 que seria levada a cabo por Robert Behnken e Nicholas Patrick.

Os dois astronautas saíram do Quest pelas 0217UTC do dia 12 de Fevereiro e começaram de imediato a preparar o novo módulo para a sua curta viagem entre o porão de carga do Endeavour e a sua localização na ISS. O Especialista de Missão Steven Robinson auxiliou na coordenação do passeio espacial que teve uma duração de 6 horas e 32 minutos, terminando pelas 0849UTC. Enquanto que Behnken e Patrick esperavam que os operadores do braço robótico manobrassem cuidadosamente o módulo Tranquility para a sua nova posição, os dois homens procederam à recolocação de uma plataforma temporária do Special Purpose Dexterous

Manipulator, ou Dextre, para a estrutura principal da ISS, instalando também dois sistemas de fixação no robot.

O módulo Tranquility acabou por ser instalado no módulo Unity às 0620UTC quando a estação se encontrava sobre o Oceano Índico a Oeste de Singapura. A Especialista de Missão Katheryn Hire e o Piloto Terry Virts utilizaram o Canadarm2 para retirar o Tranquility do porão de carga do Endeavour e posicioná-lo ao lado do módulo Unity. O novo módulo foi colocado na sua posição com o auxílio de 16 parafusos remotamente controlados. Uma vez estruturalmente fixado no módulo Unity, os dois astronautas ligaram cabos de aquecimento e de dados que integrariam o novo módulo com o resto dos sistemas da estação espacial. Os dois também pré-posicionaram cobertores de isolamento e mangueiras de amoníaco que seriam mais tarde utilizadas para ligar o Tranquility aos radiadores de arrefecimento da estação durante a segunda actividade extraveícular da missão.

No final desta primeira saída para o espaço, o Controlo da Missão anunciava que todas ligações de dados e de aquecimento estavam a funcionar correctamente e que o vestíbulo que separava o Tranquility do Unity haviam superado os primeiros testes de verificação da não existência de fugas.

Entretanto no interior da ISS o novo DAFCPA levou a cabo a reciclagem do primeiro conjunto de urina após a instalação dos seus novos componentes. Nesta fase, os controladores de voo encontravam-se a monitorizar o sistema de reciclagem de água e preparavam amostras tanto de urina como de água reciclada para serem trazidas de volta para a Terra, no processo de resolver os problemas que haviam afectado o dispositivo. O sistema de reciclagem seria transferido do módulo Destiny para o Tranquility assim que os especialistas estivessem satisfeitos com a sua performance.

Um novo período de descanso dos astronautas teve início às 1314UTC sendo acordados pelas 2114UTC com o tema “The Ballad of Serenity” por Sonny Rhodes, tocada para o Especialista de Missão Robert Behnken.

Enquanto Terry Virts e Kathryn Hire assumiam o controlo do braço robot da ISS pelas 0024UTC do dia 13 de Fevereiro para o deslocar da sua base no módulo Harmony para o módulo Destiny, Steven Robinson e Jeffrey Williams iniciaram os trabalhos de preparação do vestíbulo entre o módulo Tranquility e o módulo Unity. Pela mesma altura, Robert Behnken e Nicholas Patrick davam início aos preparativos de um novo fato espacial para Patrick que este usaria na segunda actividade extraveícular pois havia sido descoberto que o seu fato extraveícular teve uma ligeira diminuição da velocidade do sistema de refrigeração durante a primeira saída para o espaço. Os dois astronautas procederam assim a uma alteração das dimensões do fato extraveícular original de Behnken e depois finalizaram a manutenção do sistema de fornecimento de energia nesse mesmo fato que não estava a fornecer energia suficiente para a câmara sem fios e para o sistema de aquecimento das luvas quando foi verificado antes da primeira actividade extraveícular.

Entrando no Tranquility

Neste dia os astronautas tiveram a oportunidade de entrarem pela primeira vez no novo módulo da ISS, no entanto as portadas automáticas da Cupolla ainda estavam encerradas não permitindo assim a fantástica visão do nosso planeta. Os primeiros astronautas a entrarem no módulo usaram máscaras e óculos de protecção para se protegerem de possíveis detritos que estivessem a flutuar no interior do Tranquility. George Zamka, Steven Robinson e Kathryn Hire trabalharam juntamente com Jeffrey Williams para prepararem o vestíbulo entre o Unity e o Tranquility após a abertura da escotilha que teve lugar pelas 0217UTC.

À medida que os trabalhos continuavam, Terry Virts e Soichi Noguchi procederam á transferência de partes do sistema de reciclagem de urina para o módulo Tranquility. A abertura da escotilha entre o módulo Tranquility e a Cupolla teve lugar ás 0432UTC, mas as suas janelas estavam ainda bloqueadas pelas portadas automáticas e por cobertores térmicos.

Em preparação da segunda actividade extraveícular, Behnken e Patrick iniciaram a sua segunda estadia no módulo Unity pelas 1140UTC. Os dois astronautas tiveram antes a oportunidade de responder a perguntas colocadas através do Twitter e que foram enviadas pelo astronauta Michael Massimino no Controlo da Missão. Este foi um evento que se realizou pela primeira vez com dezenas de seguidores do Twitter de Massimino a enviarem inúmeras perguntas. Três horas mais tarde, Virts e Hire responderam a perguntas de repórteres da Associated Press, da CBS *ews e da Reuters.

Os trabalhos no interior do novo módulo depararam-se com alguns problemas quando os astronautas não foram capazes de instalar uma cobertura no disco central do porto de acoplagem devido à interferência com a cobertura do mecanismo de fixação dos instrumentos no interior da Cupolla; esta cobertura protege a interface de acoplagem de detritos e de extremos de temperatura

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quando não se encontra qualquer módulo acoplado. Devido a este problema, a planeada despressurização e fixação da Cupola no final do dia de trabalho em órbita foi adiado para permitir a resolução do problema.

Segunda actividade extraveícular

O tema “Too Much Stuff”, de Delbert McClinton e tocado para o Especialista de Missão Steven Robinson, iniciou mais um dia de actividades dos membros do vaivém espacial Endeavour às 2115UTC o dia 13 de Fevereiro.

Robert Behnken e Nicholas Patrick passaram a primeira parte desta segunda actividade extraveícular a proceder à ligação de tubos de amoníaco provenientes do módulo Destiny para o módulo Tranquility, ligando assim o novo módulo ao sistema de refrigeração da ISS. De seguida colocaram cobertores térmicos para impedir a formação de condensação no interior do módulo e prepararam o porto de acoplagem na posição nadir para a recolocação da Cupolla, além de instalarem escadas de fixação no exterior do módulo.

Esta actividade extraveícular terminou pelas 0839UTC do dia 14 de Fevereiro tendo uma duração de 5 horas e 54 minutos. O passeio espacial acabou por ser mais curto do que o previsto para dar tempo aos dois astronautas para se poderem limpar de uma possível contaminação por amoníaco. Enquanto procediam à ligação de uma válvula de desconexão rápida, uma pequena quantidade de amoníaco saiu do sistema de ligação. Os procedimentos a levar a cabo nestes casos implicam que os astronautas estejam expostos à luz solar por um determinado período para que o amoníaco se evapore seguindo-se um teste de descontaminação na escotilha de acesso ao módulo Quest.

Entretanto o interior do Tranquility continuou a ser preparado para os futuros trabalhos a desempenhar neste novo espaço da ISS com os astronautas Jeffrey Williams, Soichi Noguchi e Timothy Creamer a procederem á instalação de um sistema de ventilação, a reconfigurarem os módulos no seu interior e a ligarem cabos de eléctricos e informáticos.

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Neste dia a NASA decidiu adicionar um dia extra á missão que seria dedicado á recolocação de dois módulos do Water Recovery

System para o Tranquility, o Waste Hygiene Compartment e o Oxygen Generation System. Estas recolocações estavam suspensas a aguardar as reparações levadas a cabo no início da missão e a aguardar períodos de utilização suficientemente longos para gerar amostras que seriam trazidas de volta para a Terra a bordo do vaivém espacial.

Recolocação da Cupola

Um novo período de descanso foi iniciado às 1314UTC do dia 14 de Fevereiro e durou até ás 2114UTC quando os astronautas foram acordados ao som do tema “Forty Years On” da Escola Harrow tocada para o astronauta Nicholas Patrick, antigo aluno deste estabelecimento de ensino.

Os trabalhos neste dia iniciaram-se com a monitorização da despressurização da Cupola. Posteriormente este pequeno módulo foi transferido pelos astronautas Kathryn Hire e Terry Virts que utilizaram o Canadarm2 a partir do seu posto de controlo no módulo Destiny. O Comandante da Expedição 22, Jeffrey Williams operou os mecanismos e parafusos automáticos de fixação que libertaram o módulo da sua localização e depois procedeu à sua localização e fixação na sua nova posição. Esta transferência foi necessária pois a Cupola teve de ser lançada nesta posição inicial de forma a poder caber no porão de carga do Endeavour.

No entanto, o processo não decorreu tão suavemente como se previa pois deu-se um pequeno atraso na libertação da Cupola. Os parafusos que a fixavam na sua posição de lançamento haviam sido apertados na gravidade terrestre e estavam mais apertados do que se esperava. Os controladores de voo aumentaram ligeiramente o torque para libertar os parafusos, resolvendo assim o problema. No entanto, a colocação da Cupola na sua posição final decorreu posteriormente sem qualquer problema. O posicionamento da Cupola terminou pelas 1831UTC.

Após colocada na sua posição, os trabalhos de preparação da Cupola continuaram com a sua repressurização e com a realização de testes para a verificação de fugas, seguindo-se a colocação de condutas de água e a montagem da consola de operação robótica. Por seu lado os astronautas George Zamka, Stephen Robinson e Timothy J. Creamer e cosmonauta Maxim Surayev continuaram os trabalhos de preparação do módulo Tranquility.

Os astronautas Robert Behnken e Nicholas Patrick passaram mais de uma hora e meia a preparar a sua terceira actividade extraveícular.

Pelas 0324UTC do dia 15 de Fevereiro os astronautas Terry Virts e Kathryn Hire responderam a algumas questões relacionadas com a missão. Estas questões foram enviadas por estudantes que participam no programa *ASA Explorer Schools. Mesmo antes do final do dia de trabalho, pelas 1104UTC, Virts e Behnken conversaram com jornalistas da WOR Rádio New York e com as estações de televisão KTVI-TV (St. Louis) e WREG-TV (Mênfis).

Transferência do PMA-3

Os astronautas iniciaram o seu período de descanso às 1314UTC e foram despertados às 2115UTC. Desta vez foram os acordes do tema “Parábola” dos Tool que acordaram os astronautas, com a música a ser tocada para o astronauta Robert Behnken.

Este dia esteve dedicado á terceira actividade extraveícular da missão com os astronautas Nicholas Patrick e Behnken (que operaram o braço robot Canadarm2), juntamente com Jeffrey Williams e Soichi Noguchi (que operaram os mecanismos e parafusos de fixação) a proceder à transferência robótica do Pressurized Mating Adapter-3 (PMA-3) da sua localização no módulo Harmony para o porto de acoplagem disponível no módulo Tranquility. O PMA-3 foi colocado na sua nova posição às 0228UTC do dia 16 de Fevereiro.

Entretanto o Piloto do Endeavour Terry Virts e a Especialista de Missão Kathryn Hire focaram-se nos arranjos interiores da Cupola, enquanto que Steven Robinson removia as braçadeiras de lançamento utilizadas no LTL (Low Temperature Loop) Pump Package

Assembly (PPA) e no Common Cabin Air Assembly (CCAA) do módulo Tranquility. George Zamka procedeu á monitorização das actividades robóticas e apoio a montagem dos sistemas de televisão e da câmara paras as actividades de recolocação da Cupola.

Após algumas horas de «tempo livre» e de exercício físico, os astronautas iniciaram o período de descanso pelas 1314UTC. Antes do final do dia foram revistos os procedimentos para a terceira actividade extraveícular e os astronautas Behnken e Patrick passaram a noite no interior do módulo Unity. O período de descanso iniciou-se ás 1244UTC. Uma nova alvorada em órbita ocorreu às 2114UTC ao som de “Window on the World” por Jimmy Buffet tocado para a Especialista de Missão Kathryn Hire.

Terceira actividade extraveícular

A terceira e última actividade extraveícular da missão teve início às 0209UTC do dia 17 de Fevereiro e teve uma duração de 5 horas e 48 minutos, terminando às 0803UTC. Os dois astronautas conseguiram levar a cabo todas as tarefas previstas, removendo cobertores de isolamento térmico e os parafusos de segurança de cada uma das sete janelas da Cupola.

No interior da Cupola, Virts abriu e depois encerrou cada janela, iniciando os procedimentos às 0525UTC com a janela circular central de 80 cm de diâmetro. Virts foi o primeiro a olhar para o exterior a partir da maior janela da estação, agora localizada no porto de acoplagem do Trqnauility virado para o nosso planeta e que irá proporcionar aos astronautas em órbita uma visão sem precedentes da Terra, além de ser o posto de operações robóticas da ISS.

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Já perto do final do passeio espacial, todas as janelas foram abertas de forma simultânea com a astronauta Kathryn Hire a congratular os dois astronautas no exterior por terem aberta uma nova janela para o nosso planeta.

Na parte inicial da actividade extraveícular, Behnken abriu a segunda conduta de amoníaco para permitir que o líquido de arrefecimento pudesse fluir através do Tranquility, proporcionando assim uma redundância ao sistema, e desconectou cabos de fornecimento de energia temporários. Por seu lado, Patrick procedeu à instalação de condutas de aquecimento e cabos de dados que assim ligaram o Tranquility ao PMA-3.

Os dois astronautas também colocaram sistemas de fixação no exterior do Tranquility, recolocaram um sistema de fixação de pés e encerraram uma cobertura da câmara central no porto de acoplagem superior do Harmony onde estava anteriormente colocado o PMA-3. Procederam também á recondução de cabos de conversão de sinal de vídeo a partir das ligações existentes na estrutura S0 para o módulo russo Zarya. Esta recolocação irá eventualmente permitir que o Canadarm2 possa ser no futuro conduzido a partir do segmento russo da ISS.

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Durante a actividade extraveícular continuaram os trabalhos de preparação do Tranquility e da Cupola com os astronautas a prepararem diferentes partes do sistema de controlo regenerativo para a sua transferência para o novo módulo. O astronauta japonês Soichi Noguchi substituiu o Recycle Filter Tank Assembly, parte do sistema de reciclagem de água, antes de encher o tanque de substituição. Este tanque seria mais tarde trazido de volta para a Terra a bordo do Endeavour.

Dia extra na ISS

Os astronautas e cosmonautas do vaivém espacial Endeavour e da estação espacial internacional iniciaram o dia extra de actividades na ISS às 2117UTC do dia 17 de Fevereiro ao som do tema “Oh Yeah” de Johnny A. tocado para o astronauta Stephen Robinson. Cerca de uma hora mais tarde os onze elementos em órbita receberam uma telefonema de felicitações do Presidente Barack Obama que se encontrava acompanhado na Casa Branca por uma dezena de estudantes de escolas preparatórias dos Estados Unidos e que se encontravam em Washington D.C. para uma competição nacional de engenharia.

Neste dia os astronautas transferiram e instalaram módulos operacionais do módulo Tranquility, procederam à elevação da órbita da ISS utilizando os motores do Endeavour, reconfiguraram os fatos espaciais e continuaram a transferência de mantimentos e equipamentos entre o Endeavour e a ISS.

Os módulos colocados no Tranquility foram o Oxygen Generation System, o Water Recovery System, o Urine Processing Assembly e o Waste and Hygiene Compartment. Continuaram também a preparar a Cupola instalando um painel e transferindo componentes do Robotics Work Station para serem instalados após a partida do Endeavour.

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No módulo Quest os astronautas Robert Behnken e Nicholas Patrick reconfiguraram os fatos extraveículares que haviam utilizados nas três saídas para o espaço, preparando algumas parte para serem trazidas de volta para a Terra. Os dois homens também procederam á arrumação de várias ferramentas que haviam sido por eles utilizadas.

Pouco depois das 0730UTC do dia 18 de Fevereiro o Comandante do Endeavour e o seu Piloto iniciaram uma manobra de 33 minutos para elevar a órbita da estação espacial utilizando os motores de controlo de atitude do vaivém. A órbita da ISS foi elevada cerca de 2,4 km para uma órbita com um apogeu a 405,6 km de altitude e um perigeu a 385,3 km de altitude.

A tripulação do Endeavour iniciou o período de descanso ás 1244UTC

Separação e regresso á Terra

Um novo dia em órbita foi iniciado ao som de “I’m Gonna Be (500 Miles)” de Steven Curtis Chapman, tocado para o Piloto Terry Virts, sendo este o último dia de actividades conjuntas entre as duas tripulações.

Os astronautas George Zamka, Kathryn Hire e Stephen Robinson procederam ás últimas transferências de mantimentos e equipamentos do Endeavour para a ISS e da ISS para o vaivém espacial, entre os quais se encontravam amostras de experiências médicas que seriam trazidas de volta para a Terra. Por seu lado, Robert Behnken e Nicholas Patrick terminaram os trabalhos no

módulo Quest ao procederam à arrumação de ferramentas que haviam utilizado nas três actividades extraveículares destinadas a colocarem ligações entre a ISS e o seu novo módulo.

George Zamka e Jeffrey Williams participaram numa cerimónia de inauguração da Cupola dedicando-a ao astronauta Charles Lacy Veach que foi fundamental no seu desenvolvimento inicial. Charles Veach participou em duas missões do vaivém espacial em 1991 (STS-39) e 1992 (STS-52), falecendo de cancro em 1995. Na Cupola foi colocada uma rocha lunar trazida para a Terra pela tripulação da Apollo-11 e mais tarde transportada até ao cume do Everest pelo astronauta Scott Parazynski, juntamente com amostras da montanha mais alta. Zamka referiu que continuando a sua viagem por mais um milhões de quilómetros, as duas rochas irão servir “como uma recordação da busca do Homem” á medida que continua a sua exploração do espaço.

As duas tripulações concederam uma conferência de imprensa final às 0240UTC respondendo a questões de jornalistas que se encontravam nos centros espaciais da NASA e no Japão.

As escotilhas entre o Endeavour e a ISS foram encerradas às 0808UTC após uma cerimónia de despedida entre as duas tripulações levada a cabo no módulo Harmony. Enquanto que a tripulação do Endeavour preenchia a parte frontal do módulo, Jeffrey Williams fez soar o sino da estação espacial anunciando a partida da tripulação do vaivém espacial. No total as duas tripulações tiveram 9 dias e 52 minutos de actividades conjuntas.

Já no interior do Endeavour, os seus astronautas iniciaram o seu período de descanso pelas 1214UTC e foram despertados às 2014UTC ao som do tema “In Wonder” pelos Newsboys e dedicado ao astronauta Terry Virts que teria um papel fundamental aos controlos do Endeavour durante as manobras de separação da estação espacial internacional.

O Endeavour separou-se da do PMA-2 da ISS às 0054 do dia 20 de Fevereiro após uma visita de 9 dias 19 horas e 48 minutos. Molas induziram uma leve força entre os dois veículos separando-os suavemente. A uma distância segura, Virts utilizou os motores de manobra do Endeavour para manobrar o vaivém espacial até cerca de 137 metros em frente da estação espacial. A partir daqui iniciou uma manobra em torno da ISS enquanto que os tripulantes do vaivém espacial juntamente com câmaras fotográficas instaladas no porão de carga do Endeavour documentavam o estado da estação e do seu novo módulo. Após esta manobra o Endeavour afastou-se definitivamente da ISS, procedendo a duas queimas com os seus motores de manobra orbital.

Em Órbita


Em Órbita


O dia não terminou sem mais uma inspecção ao sistema de protecção térmica do Endeavour utilizando-se o Orbiter Boom Sensor

System. George Zamka, Kathryn Hire, Stephen Robinson e Nicholas Patrick trabalharam em turnos para examinarem os painéis de Carbono-Cabono Reforçado e as telhas do escudo térmico em ambas as asas do Endeavour.

Os astronautas iniciaram o período de descanso pelas 0014UTC do dia 21 de Fevereiro para assim se ajustarem para o regresso e a aterragem. Os astronautas foram acordados às 2015UTC ao som do tema “The Distance” de Cake, tocado para os seis astronautas a partir do Controlo de Missão em Houston, Texas.

Este dia foi dedicado á verificação do estado do Endeavour e aos preparativos finais para o regresso a casa, verificando-se os sistemas de controlo de voo e o sistema de controlo a reacção. Todas as superfícies aerodinâmicas foram verificadas e procedeu-se ao teste de todos os motores de manobra. Os astronautas procederam à arrumação da cabina da tripulação e pelas 0249UTC levaram a cabo a última entrevista deste órbita falando com jornalistas da CNN, C** Español e Univision. Duas das entrevistas foram levadas a cabo em castelhano tendo como foco o Comandante Goerge Zamka que é de descendência colombiana.

Após um novo período de descanso os astronautas foram acordados às 1914UTC ao som do hino dos Marines, tocado em honra de George Zamka, Coronel no Corpo de Marines dos Estados Unidos.

Com tudo apostos para o regresso à Terra e com as condições atmosféricas a melhorarem a partir de prognósticos pessimistas, o Endeavour iniciou a manobra de saída de órbita às 0214UTC terminando às 0217UTC. A Interface de Entrada ocorreu às 0249UTC. Nesta altura o escudo térmico do Endeavour começou a sentir os efeitos do atrito com a camada superior da atmosfera terrestre ao viajar a uma velocidade de Mach 25.

A aterragem do Endeavour ocorreu na Pista 15 do Centro Espacial Kennedy com o trem de aterragem principal a tocar no solo às 0320:31UTC (13 dias 18 horas 6 minutos 24 segundos), enquanto que o trem de aterragem frontal tocou no solo às 0320:39UTC. O Endeavour imobilizou-se na pista de aterragem às 0322:10UTC após um voo de 13 dias 18 horas 8 minutos 3 segundos.

Em Órbita


Em Órbita


Lançamentos orbitais em Março de 2010

Em Março de 2010 foram levados a cabo 4 lançamentos orbitais tendo-se colocando em órbita 7 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Março de 2010 foram realizados 4694 lançamentos orbitais, 368 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 7,8% do total e a uma média de 7,1 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (471 lançamentos que correspondem a 10,0% com uma média de 9,1 lançamentos por mês de Dezembro) e é no mês de Janeiro onde se verificam menos lançamentos orbitais (282 lançamentos que correspondem a 6,0% com uma média de 5,4 lançamentos por mês de Janeiro).

Lançamentos orbitais em Março desde 1957

0

21 1

3 3

1

4

121111

12

14

87

14

676

11

8

13

76

12121211

8

5

8

15

8

6

10

5

76

10

6

3

545

3

8

3

5

3 32

7

5

3

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

1957

1960

1963

1966

1969

1972

1975

1978

1981

1984

1987

1990

1993

1996

1999

2002

2005

2008

Ano

Lançamentos

Total de lançamentos orbitais 1957 / 2010 (Março)

281419

3572

5587

112 118

127

119

110 114120

106 109

106

125 128

124

124

106

105

123

121 127 129

121

103110 116

101

116

8895

7989

75 7386

77

7382

5862 61

53

52

63 65 67

759

0

20

40

60

80

100

120

140

1957

1960

1963

1966

1969

1972

1975

1978

1981

1984

1987

1990

1993

1996

1999

2002

2005

2008

Ano

Lançamentos

Em Órbita


Novos satélites para a rede GLONASS

O ano de 2010 deverá assistir á colocação em órbita de 10 novos satélites para a rede de posicionamento global GLONASS, entre os quais um novo satélite da nova geração GLONASS-K. O primeiro destes lançamentos teve lugar a 1 de Março de 2008 quando um

foguetão 8K82KM Proton-M/DM-2 colocou em órbita três os satélites Cosmos 2459, Cosmos 2460 e Cosmos 2461.

A rede GLO�ASS

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

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

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

O sistema GLONASS é dirigido para o Governo da Federação Russa pelas Forças Espaciais Russas (operador do sistema) e providencia

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

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

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

O sistema GLONASS é composto por duas partes principais: a constelação de satélites GLONASS e o complexo de controlo terrestre. A constelação de satélites GLONASS (fabricados pelo Centro de Mecânica Aplicada Reshetnev)1 completa é composta por 24 veículos em órbita,

1 Os satélites GLONASS são fabricados pela Associação de Produção Polyot, enquanto que os satélites GLONASS-M são fabricados pelo Centro de Mecânica Aplicada Reshetnev)

Em Órbita


distribuídos por três planos orbitais cujos nodos ascendentes estão localizados a 120º de cada um. Cada plano orbital possui oito satélites com argumentos de latitude separados em 45º. Para além disso os planos estão separados 15º em latitude.

Cada satélite GLONASS opera numa órbita circular com uma altitude de 19.100 km e uma inclinação orbital de 64,8º, completando cada satélite uma órbita em 11 horas e 15 minutos. O espaçamento entre as órbitas é determinado para que um mínimo de cinco

satélites esteja no horizonte de cada utilizador em qualquer parte do globo terrestre. Com uma geodesia adequada a constelação GLONASS permite uma navegação global e contínua. Cada satélite transmite um sinal numa radiofrequência que contém dados de navegação (efeméride3 da transmissão, alteração do tempo do satélite relativo ao sistema de tempo GLONASS e à hora UTC, marcadores de tempo, e almanaque GLONASS) para os seus utilizadores.

O sistema GLONASS é operado pelo GCC (Ground-based Control Complex). O GCC consiste no SCC (System Control Center) localizado em Krasnoznamensk, região de Moscovo, e várias estações de comando CTS (Command Tracking

Stations) espalhadas pela Rússia. As estações CTS observam os satélites GLONASS e obtêm dados de telemetria provenientes dos sinais dos satélites. A informação do CTS é processada no SCC para determinar a hora do satélite e o seu estado orbital, além de actualizar a informação de navegação de cada veículo. Esta informação actualizada é transmitida ao satélite via CTS que também é utilizado para transmitir a informação de controlo. Os dados de detecção do CTS são periodicamente calibrados utilizando dispositivos de detecção a laser nas estações QOTS (Quantum Optical Tracking

Stations). Cada satélite transporta reflectores laser para este propósito. A sincronização de todo o processo no sistema GLONASS é muito importante para a sua operacionalidade. Existem um sincronizador central no GCC para este efeito. O sincronizador central é um relógio de hidrogénio atómico de alta precisão que origina a escala de tempo GLONASS. As escalas de tempo a bordo (tendo por base relógio atómicos de césio) de todos os satélites GLONASS estão sincronizadas com o tempo UTC registado em Mendeleevo, região de Moscovo.

Os satélites da rede GLONASS são denominados 14F654 Uragan e têm um peso aproximado de 1.415 kg, tendo um comprimento de 7,84 metros (sem o megnetómetro na sua posição operacional), um

diâmetro de 2,35 metros e uma largura de 7,23 metros (sem os painéis solares na sua posição operacional). Os satélites 11F654 Uragan têm uma vida útil de dois anos, enquanto que os veículos da nova geração, 14F113 Uragan-M, com uma massa de 1.480 kg, têm um período de vida útil de sete anos. Os satélites da rede GLONASS são fabricados pela empresa russa Reshetnev *PO

Prikladnoy Mekhaniki (NPO PM).

2 CIS – Comonwealth of Independent States - Comunidade de Estados Independentes (Nota do Editor). 3 As efemérides são as coordenadas exactas do satélite (x, y, z e as suas primeira e segunda derivadas) que descrevem a sua localização no sistema de referência geocêntrico PZ-90. O almanaque GLONASS mantém uma informação actualizada sobre todos os satélites do sistema e inclui os elementos Keplerianos das suas órbitas, dados sobre as alterações do tempo do satélite em relação ao sistema GLONASS e os dados sobre o estado de cada veículo. As efemérides GLONASS são computadas no sistema ECEF (Earth-Centered, Earth-Fixed) de referência PZ-90 (PZ – Parâmetros da Terra). Os parâmetros para um elipsóide terrestre comum para o PZ-90 são: a = 6378136 m; f = 1:298,257839303).

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

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

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

O tempo UTC (CIS2) é mantido pelo VNIIFTRI (Centro Meteorológico Principal para o Tempo da Rússia e Serviços de Frequência) em Mendeleevo. Quando o tempo UTC é aumentado em Junho ou Dezembro em 1 s, o tempo GLONASST também o é, não existindo assim diferenças de sincronização entre os dois sistemas. Porém, existe uma diferença de 3 horas entre o tempo GLONASST e o tempo UTC (CIS).

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

Em Órbita


+ome Desig. Int. +ORAD +.º

GLO+ASS Data

Lançamento Veículo Lançador

Plt. Lançamento

Cosmos 2380 2001-053A 26987 790 Cosmos 2381 2001-053B 26988 789 1-Dez-01 8K82K Proton-K/DM-2 (40502/101L) LC81 PU-24 Cosmos 2382 2001-053C 26989 711* Cosmos 2394 2002-060A 27616 791 Cosmos 2395 2002-060B 27617 792 25-Dez-02 8K82K Proton-K/DM-2M (40902/95L) LC81 PU-23 Cosmos 2396 2002-060C 27617 793 Cosmos 2402 2003-056A 28112 794 Cosmos 2403 2003-056B 28113 795 10-Dez-03 8K82K Proton-K/Briz-M (41003/88506) LC81 PU-24 Cosmos 2404 2003-056C 28114 701* Cosmos 2411 2004-053A 28508 796 Cosmos 2412 2004-053B 28509 797 26-Dez-04 8K82K Proton-K/DM-2 (41009/104L) LC81 PU-23 Cosmos 2413 2004-053C 28510 712* Cosmos 2417 2005-050A 28915 798 Cosmos 2418 2005-050B 28916 713* 25-Dez-05 8K82K Proton-K/DM-2 (41011/106L) LC81 PU-24 Cosmos 2419 2005-050C 28917 714* Cosmos 2424 2006-062A 29672 715* Cosmos 2425 2006-062B 29673 716* 25-Dez-06 8K82K Proton-K/DM-2 (41015/108L) LC81 PU-24 Cosmos 2426 2006-062C 29674 717* Cosmos 2431 2007-052A 32275 718* Cosmos 2432 2007-052B 32276 719* 26-Out-07 8K82K Proton-K/DM-2 (41017/110L) LC81 PU-24 Cosmos 2433 2007-052C 32277 720* Cosmos 2434 2007-065A 32393 721* Cosmos 2435 2007-065B 32394 722* 25-Dez-07 8K82KM Proton-M/DM-2 (53528/109L) LC81 PU-24 Cosmos 2436 2007-065C 32395 723* Cosmos 2442 2008-046A 33378 724* Cosmos 2443 2008-046B 33379 725* 25-Set-08 8K82KM Proton-M/DM-2 (53531/112L) LC81 PU-24 Cosmos 2444 2008-046C 33380 726* Cosmos 2447 2008-067A 33466 727* Cosmos 2448 2008-067B 33467 728* 25-Dez-08 8K82KM Proton-M/DM-2 (53534/114L) LC81 PU-24 Cosmos 2449 2008-067C 33468 729* Cosmos 2456 2009-070A 36111 730 Cosmos 2457 2009-070B 36112 733 14-Dez-09 8K82KM Proton-M/DM-2 (53538/115L) LC81 PU-24 Cosmos 2458 2009-070C 36113 734 Cosmos 2459 2010-007A 36400 Cosmos 2460 2010-007B 36401 1-Mar-10 8K82KM Proton-M/DM-2 (53540/116L) LC81 PU-24 Cosmos 2461 2010-007C 36402

Esta tabela mostra os últimos doze lançamentos da série GLONASS com os satélites Uragan e Uragan-M (assinalados com *) Todos os lançamentos são levados a cabo a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur no Cazaquistão. Tabela: Rui C. Barbosa

Em Órbita


O foguetão 8K82KM Proton-M/DM-2

As informações gerais sobre o foguetão 8K82KM Proton-M estão descritas em detalhe no artigo “ILS lança EchoStar-XIV”.

O 8K82KM Proton-M/DM-2 em geral tem um comprimento de cerca de 57,0 metros, um diâmetro de 7,4 metros e um peso de 712800 kg. É capaz de colocar uma carga de 21000 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou 2920 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona, desenvolvendo para tal no lançamento uma força de 965580 kgf. O Proton-M é construído pelo Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev.

O estágio, Blok DM-2 (também designado 11S861 e que difere do Block DM2), tem um peso bruto de 17300 kg e uma massa de 2300 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 8670 kgf (85020 kN), tendo um Ies de 352 s e um Tq de 600 s. Tem um diâmetro de 3,70 metros e um comprimento de 7,10 metros. Está equipado com um motor RD-58M (também designado 11D58M) que consome querosene e oxigénio líquido. Tem um peso de 230 kg e desenvolve 8525 kgf em vácuo (83400 kN) com um Ies de 353 s e um Tq de 680 s.

O primeiro lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/DM-2 teve lugar a 25 de Dezembro de 2007 (1932:34UTC) quando o veículo 53528 utilizando o estágio DM-2 (109L) colocou em órbita os satélites de navegação Cosmos 2434, Cosmos 2435 e Cosmos 2436 a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur (LC81 PU-24).

Foram levados a cabo 2 lançamento utilizando o foguetão 8K82KM Proton-M/DM-2 com uma taxe de sucesso de 100%.

A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo foguetão 8K82KM Proton-M/DM-2:

Em Órbita


Lançamento Data +º Série Plataforma Satélites

2007-065 25-Dez-07 53528 / 109L LC81 PU-24 Cosmos 2434 (32393 2007-065A) Cosmos 2435 (32394 2007-065B) Cosmos 2436 (32395 2007-065C)

2008-046 25-Set-08 53531 / 112L LC81 PU-24 Cosmos 2442 (33378 2008-046A) Cosmos 2443 (33379 2008-046B) Cosmos 2444 (33380 2008-046C)



2010-007 1-Mar-10 53540 / 116L LC81 PU-24 Cosmos 2459 (36400 2010-007A) Cosmos 2460 (36401 2010-007B) Cosmos 2641 (36402 2010-007C)

Lançamento do Cosmos 2459, Cosmos 2460 e Cosmos 2461

O satélite Uragan-M 14F113 n.º 730 foi o primeiro satélite a ficar pronto para este lançamento em Fevereiro de 2009, com os restantes a ficarem prontos em Abril e Junho desse ano. O primeiro satélite chegava ao Cosmódromo GIK-5 Baikonur a 12 de Agosto com o segundo a chegar a 24 de Agosto e o terceiro a 2 de Setembro. Com os três satélites em Baikonur, prosseguiam os preparativos para o lançamento com os trabalhos na Unidade de Ascensão a ser iniciados a 11 de Setembro; entretanto os três satélites Uragan-M eram instalados no compartimento de transferência que fazendo parte da Unidade de Ascensão permite a ligação física com o estágio superior do foguetão lançador. A acoplagem entre o compartimento de transferência com os três satélites e o estágio superior Blok DM-2 (11S861 n.º 116L) teve lugar a 15 de Setembro.

Em Órbita


O lançamento destes três satélites estava inicialmente previsto para ter lugar em finais de Setembro de 2009, mas no entanto foi adiado para princípios de Outubro devido a problemas de fiabilidade com um dos satélites já em órbita. Informações posteriores

indicaram a data de 29 de Outubro para o lançamento, mas esta missão acabaria por ser adiada para 2010 em meados de Novembro com os três satélites a serem transportados de volta para as instalações do fabricante em Zheleznogorsk para reparações.

Os trabalhos seriam retomados a 20 de Janeiro com o início dos preparativos com o estágio superior Blok DM-2. O primeiro dos três satélites chegaria novamente a Baikonur a 26 de Janeiro. O lançamento era entretanto agendado para o mês de Março.

O segundo satélite chegava a ao cosmódromo a 3 de Fevereiro e o terceiro satélite no dia 10 de Fevereiro. Os preparativos para o lançamento prosseguiram ser problemas e o estágio superior com os três satélites era acoplado com os estágios inferiores a 18 de Fevereiro.

O foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (53540/116L) foi transportado para a Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 às primeiras horas do dia 26 de Fevereiro.

Em Órbita


Após uma contagem decrescente sem qualquer problema, o lançamento acabaria por ter lugar ás 2119:44UTC do dia 1 de Março. Os três estágios do foguetão 8K82KM Proton-M funcionaram sem qualquer problema e o estágio Blok DM-2 separava-se do terceiro estágio ás 2129:30UTC ficando assim colocado numa órbita inicial. A primeira ignição do Blok DM-2 decorreu entre as 2155:59UTC e as 2202:15UTC, com a segunda ignição a ter lugar entre as 0049:02UTC e as 0051:36UTC do dia 2 de Março. A separação dos três satélites Uragan-M 14F113 deva-se em sequência a partir das 0051:51UTC recebendo as designações Cosmos 2459, Cosmos 2460 e Cosmos 2461.

Em Órbita


Em Órbita


GOES-15, para nos ajudar a compreender o clima

Um novo satélite meteorológico foi colocado em órbita a 4 de Março de 2010. O GOES-15, ou GOES-P, é o mais recente instrumento em órbita para nos ajudar a compreender e a prever o nosso clima. O lançamento foi levado a cabo por um foguetão Delta-IV M+(4,2) (D348) a partir do Cabo Canaveral AFS.

O foguetão Delta-IV O segundo veículo lançador do programa EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle) lançado pela Força Aérea dos Estados Unidos para o desenvolvimento de novos foguetões, foi o Delta-4. Este veículo baseia-se numa secção central comum CBC (Common Booster Core) a várias versões do lançador: Delta-4 Small, Delta-4 Medium, Delta-4 Medium+(4.2), Delta-4 Medium+(5.2), Delta-4 Medium+(5.4) e Delta-4 Large (ver diferentes características na Tabela-1). O desenvolvimento da versão Delta-4 Small foi entretanto cancelado.

O Delta-4 Medium é um lançador a dois estágios com um peso bruto de 249.500 kg, desenvolvendo 295.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 63,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com uma diâmetro de 4,0 metros) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 8.600 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 4.210 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O Delta-4 Medium+(4.2) é um modelo básico Delta-4 Medium auxiliado por dois propulsores laterais a combustível sólido. Tem um peso bruto de 292.732 kg, desenvolvendo 426.570 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 66,2 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com uma diâmetro de 4,0 metros) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 11.700 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 5.845 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Esta foi a primeira versão utilizada do Delta-4.

Em Órbita


Medium Medium+ (4.2) Medium+ (5.2) Medium+ (5.4) Large

Propulsores

laterais GEM 60 GEM 60 GEM 60 Delta RS-68 Peso bruto (kg) - 33.798,00 33.798,00 33.798,00 226.400,00 Peso sem combustível

(kg) - 3.849,00 3.849,00 3.849,00 26.760,00

Força vácuo (kgf) - 88.452,00 88.452,00 88.452,00 337.807,00 Diâmetro (m) - 1,52 1,52 1,52 5,1 Envergadura (m) - 1,5 1,5 1,5 5,1 Comprimento (m) - 13,0 13,0 13,0 40,8 Iesp (s) - 275 275 275 420 Inm (s) - 243 243 243 365 Tq (s) - 90 90 90 249 Propolentes - Sólido Sólido Sólido LOX/LH2

N.º motores - 1 (GEM 60) 1 (GEM 60) 1 (GEM 60) 1 (RS-28)

Primeiro estágio Delta RS-68 Delta RS-68 Delta RS-68 Delta RS-68 Delta RS-68 CBC Peso bruto (kg) 226.400,00 226.400,00 226.400,00 226.400,00 226.400,00

Peso sem combustível (kg)

24.494,40 24.494,40 24.494,40 24.494,40 24.494,40

Força vácuo (kgf) 337.807,00 337.807,00 337.807,00 337.807,00 337.807,00 Diâmetro (m) 5,1 5,1 5,1 5,1 5,1 Envergadura (m) 5,1 5,1 5,1 5,1 5,1 Comprimento (m) 38,0 38,0 38,0 38,0 38,0 Iesp (s) 420 420 420 420 420 Inm (s) 365 365 365 365 365 Tq (s) 249 249 249 249 249 Propolentes LOX/LH2 LOX/LH2 LOX/LH2 LOX/LH2 LOX/LH2

N.º motores 1 (RS-684) 1 (RS-68) 1 (RS-68) 1 (RS-68) 1 (RS-68)

Segundo estágio Delta 4-2 Delta 4-2 Delta 4-2 Delta 4-2 Delta 4H-2

Peso bruto (kg) 24.170,00 24.170,00 24.170,00 24.170,00 30.710,00 Peso sem combustível

(kg) 2.850,00 2.850,00 2.850,00 2.850,00 3.490,00

Força vácuo (kgf) 11.222,00 11.222,00 11.222,00 11.222,00 11.222,00 Diâmetro (m) 2,4 2,4 2,4 2,4 2,4 Envergadura (m) 4,0 4,0 4,0 4,0 5,0 Comprimento (m) 12,0 12,0 12,0 12,0 12,0 Iesp (s) 462 462 462 462 462 Inm (s) - - - - - Tq (s) 850 850 850 850 1.125 Propolentes LOX/LH2 LOX/LH2 LOX/LH2 LOX/LH2 LOX/LH2

N.º motores 1 (RL-10B-25) 1 (RL-10B-2) 1 (RL-10B-2) 1 (RL-10B-2) 1 (RL-10B-2)

4 O motor RL-68 é um motor criogénico desenvolvido pela Rocketdyne Propulsion & Power da Boeing Company. É capaz de desenvolver 337.807 kgf (vácuo) no lançamento e tem um Ies de 420 s, durante um Tq de 249s. Tem um peso de 6.597 kg e uma câmara de combustão. (Ver texto). 5 O motor RL-10B-2 é um motor criogénico desenvolvido pela Pratt & Whitney e já utilizado no Delta-3. É capaz de desenvolver 11.226,60 kgf (vácuo) no lançamento e tem um Ies de 465,5 s, durante um Tq de 700s. Tem um diâmetro de 2,1 metros e uma câmara de combustão.

Em Órbita


Em Órbita


O Delta-4 Medium+ (5.2) é um modelo básico Delta-4 Medium auxiliado por dois propulsores laterais a combustível sólido, mas possuindo uma ogiva de protecção de carga com 5,0 metros de diâmetro. Tem um peso bruto de 292.732 kg, desenvolvendo 426.570 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 10.300 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 4.640 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O Delta-4 Medium+ (5.4) é um modelo semelhante Delta-4 Medium+ (5.2), mas auxiliado por quatro propulsores laterais a combustível sólido. Tem um peso bruto de 404.600 kg, desenvolvendo 598.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 13.600 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 6.565 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

Finalmente, o Delta-4 Large tem um peso bruto de 733.400 kg, desenvolvendo 884.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 70,7 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 25.800 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma

carga de 13.130 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O CBC é comum a todas as versões do Delta-4. Na base deste estágio encontra-se a secção do motor RS-68 seguido pelo tanque de hidrogénio líquido que ocupa dois terços do CBC e que é identificável desde o exterior devido à protecção térmica exercida por uma cobertura de espuma cor de laranja. Entre o tanque de hidrogénio líquido e o tanque de oxigénio líquido encontra-se o corpo central do primeiro estágio e identificável por uma banda branca logo acima da protecção do tanque de hidrogénio. O tanque de oxigénio líquido encontra-se na parte superior do primeiro estágio e é também identificável por uma cobertura em espuma cor de laranja. Como curiosidade é de referir que a Boeing tentou pintar a cobertura de espuma cor de laranja com a cor azul (“Delta Blue”) normalmente associada à herança dos lançadores Delta. Porém, os resultados não foram muito satisfatórios e decidiu-se não se gastar muito tempo nesta pequena questão. No entanto no futuro a Boeing irá se debruçar sobre esta questão tentando dar aos Delta-4 a cor que caracteriza os seus antecessores.

De forma a obter um impulso adicional durante a fase inicial do voo, os modelos Delta-4 Medium+ utilizam combinações de dois ou quatro propulsores laterais de combustível sólido. Acoplados ao primeiro estágio, estes motores são apresentados pela Alliant Techsystems como sendo de terceira geração, os seus motores são fabricados em epóxi-grafite e representam um avanço em relação aos propulsores utilizados nos Delta-2 e Delta-3. Estes motores são denominados GEM-60 pois têm 60 polegadas de diâmetro (1,52 metros). Estes propulsores têm a particularidade de possuir tubeiras que podem ser fixas ou então ser capazes de serem orientadas aumentando assim a sua eficiência.

A parte superior do Delta-4 pode variar consoante as versões. Para o delta-4 Medium e Delta-4 Medium+ (4.2), um adaptador inter-estágio é utilizado para ligar fisicamente o primeiro estágio e o segundo estágio do lançador. As restantes duas versões do Delta-4 Medium+ e o Delta-4 Large utilizam um inter-estágio semelhante a um cilindro.

O segundo estágio do Delta-4 foi utilizado por três vezes no Delta-3, no entanto no seu primeiro voo em 27 de Agosto de 19986 o veículo explodiu antes da ignição do último estágio. Na segunda missão do Delta-3 em 5 de Maio de 19997 o segundo estágio não executou uma segunda ignição como estava programado deixando numa órbita inútil o satélite de comunicações Orion-3 (25727 1999-024A). No terceiro lançamento do Delta-3 a 23 de Agosto de 20008, o estágio superior funcionou sem qualquer problema.

A versão do segundo estágio utilizado no Delta-4 é quase idêntica á versão utilizada no Delta-3. O motor RL-10B-2, o seu módulo de equipamento e o tanque de oxigénio líquido estão colocados na zona inter-estágio durante o lançamento e fica exposta após a separação do primeiro estágio, Enquanto que o Delta-4 permanece na plataforma de lançamento, a zona que alberga o tanque de hidrogénio líquido do segundo estágio é identificável através da presença de uma banda cor de laranja. No total o estágio transporta

6 O Delta-3 8930-13.1C (D259) foi lançado às 0117UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral e transportava o satélite de comunicações Galaxy-X (1998-F02). 7 O Delta-3 8930-13.1C (D269) foi lançado às 0100UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral. 8 O Delta-3 8930 (D280) foi lançado às 1105UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral e transportava o satélite DM-F3 (26475 2000-048A).

Em Órbita


20.412,00 kg de propolente que permite um funcionamento de aproximadamente 14 minutos através de duas ignições caso se trate de uma missão para colocar um satélite em órbita geossíncrona.

O último estágio pode ver o seu diâmetro aumentado para 5 metros caso se trate das versões Medium+ (5.2), Medium+ (5.4) ou Large. Este aumento de diâmetro tem como objectivo aumentar a capacidade de transporte de propolente. O tanque de oxigénio é aumentado em meio metro no seu comprimento e o tanque de hidrogénio passa dos normais 4,0 metros de diâmetro para 5,0 metros de diâmetro. O total de combustível é aumentado para 27.216 kg, permitindo assim um aumento de aproximadamente 5 minutos no tempo de queima.

Em Órbita


O motor RL-10B-2 utilizado no último estágio dos Delta-4, tem a maior tubeira em carbono-carbono extensível. Esta tubeira coloca-se em posição após a separação do primeiro estágio. Este motor tem uma vida útil de 3.500 s e pode ser accionado até 15 vezes, incluindo os testes no solo.

Por fim, no topo do foguetão, situa-se a ogiva de protecção e o dispositivo de fixação da carga. As ogivas são fabricadas em materiais compósitos e podem ter 4,0 ou 5,0 metros de diâmetro. Pode ainda ser utilizada uma ogiva fabricada em alumínio e já utilizada nos foguetões Titan-4.

Os foguetões Delta-4 são fabricados nas instalações da Boeing em Decatur, Alabama.

O motor RS-68 representa uma evolução em sistemas de propulsão dos Estados Unidos e é o primeiro motor de combustível líquido totalmente desenvolvido neste país desde os SSME que propulsionam os vaivéns espaciais e que foi desenvolvido na década de 70. Desenvolvido entre 1997 e 2002, o RS-68 é o maior motor de hidrogénio líquido disponível em todo o mundo, no entanto o seu desenho é extremamente simples e os custos de produção são relativamente baixos.

Em comparação com os SSME, o tempo de desenvolvimento do RS-68 foi diminuído em metade, o número de peças reduzido em 80%, o trabalho manual reduzido em 92% e os custos reduzidos num factor de 5. A construção do motor é feita na sua maior parte por maquinaria automática. Em vez de se possuir um motor constituído por um grande número de peças, o motor é feito a partir de uma peça de metal sólida aumentando assim a sua fiabilidade.

O motor tem onze componentes principais, incluindo a câmara de combustão, turbo-bombas individuais de oxigénio e hidrogénio líquido, suporte de suspensão do motor, mecanismo de injecção, gerador de gás, dissipador de calor e condutas de exaustão e combustível. O motor possui uma câmara de combustão arrefecida por regeneração que faz com que o motor funciona num ciclo onde uma pequena câmara de combustão faz accionar as turbinas, utilizando de forma eficiente os gases provenientes da turbo-bomba de hidrogénio líquido.

As designações dos foguetões Delta-4

As diferentes configurações da família de foguetões Delta-4 são definidas utilizando um sistema de códigos que utiliza quatro dígitos e uma letra opcional após o quarto dígito. O primeiro dígito designa a configuração básica do veículo,

isto é ‘4’ que significa o núcleo do lançador composto pelo Delta-4 LOX/LH2. O número de propulsores laterais de combustível sólido GEM-60 é designado pelo segundo dígito que pode ter os valores de ‘0’, ‘2’ ou ‘4’. O terceiro dígito pode ter os valores de ‘4’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 4,0 metros, ou ‘5’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 5,0 metros. Finalmente, o quarto dígito representa o terceiro estágio e que pode ter os números ‘0’, que indica que o foguetão não tem terceiro estágio, ‘3’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-3 de propolente sólido, ‘4’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-4 de propolente sólido, ‘5’, que indica a presença de um motor Star-48D / PAM-D de propolente sólido9, e ‘6’, que indica a presença de um motor Star-37FM de propolente sólido.

Após o quarto dígito podemos ter a letra opcional ‘H’ que indica a configuração ‘Heavy’ na qual dois CBC laterais suplementam o CBC central.

Ainda podemos ter mais um número no código que é indicativo da carenagem que está a ser utilizada. Para os foguetões Delta-2 este número indica o diâmetro da carenagem em pés. Para os foguetões Delta-3 e Delta-4 este número indica o comprimento da carenagem em metros.

9 Muitas vezes esta configuração é referida como estágio superior ‘0’ com um motor PAM-D devido à natureza modular da configuração PAM.

Em Órbita


A tabela seguinte mostra os lançamentos do foguetão Delta-4 levados a cabo até à presente missão.

Lançamento Data Modelo /

Configuração Veículo Lançador

Local Lançamento Plat. Lanç.

Satélite

2002-051 20-+ov-02 M+(4,2) / 4240 D293 C.C.A.F.S. SLC-17B Eutelsat-W5

(27554 2002-051A)

2003-008 11-Mar-03 Medium / 4040 D296 C.C.A.F.S. SLC-17A USA-167 'DSCS III-A3' (27691 2003-008A)

2003-040 29-Ago-03 Medium / 4040 D301 C.C.A.F.S. SLC-37B USA-170 'DSCS-III B-6' (27875 2003-040A)

2006-018 24-Mai-06 M+(4,2) / 4240 D313 C.C.A.F.S. SLC-37B GOES-13 'GOES-+' (29155 2006-018A)

2006-027 28-Jun-06 M+(4,2) / 4240 D317 Vandenberg AFB SLC-6 USA-184 '+ROL-22' (29249 2006-027A)

2006-050 4-+ov-06 Medium / 4040 D320 Vandenberg AFB SLC-6 USA-191 'DMSP-5D3-F17'

(26522 2006-050A)

2009-033 27-Jun-09 M+(4,2) / 4240 D342 C.C.A.F.S. SLC-37B GOES-14 'GOS-O' (35491 2009-033A)

2009-068 6-Dez-09 M+(5,4) / 4450 D346 C.C.A.F.S. SLC-37B USA-211 'WGS-3' (36108 2009-068A)

2010-008 4-Mar-10 M+(4,2) / 4240 D348 C.C.A.F.S. SLC-37B GOES-15 'GOES-P' (36411 2010-088A)

As plataformas de lançamento para o Delta-4 Os foguetões Delta-4 podem ser lançador desde Cabo Canaveral, Florida, ou desde a Base Aérea de Vandenberg, Califórnia.

No Cabo Canaveral (imagem ao lado) os Delta-4 utilizam o SLC-34 (Space Launch Complex-34) equipado com duas plataformas A e B. O SLC-34 (pronuncia-se “slick”) foi construído em 1962 e primeiramente utilizado para o lançamento dos foguetões Saturno-I e Saturno-IB entre Janeiro de 1963 e Outubro de 1968, tendo sido utilizado para oito missões do lançador Saturno. As operações no SLC-37 terminaram em 1971. Em 1995 decidiu-se utilizar este complexo para o lançamento dos novos Delta-4 e iniciou-se uma reconstrução, pela empresa Raytheon Engineers &

Constructors, com a introdução de uma nova torre de serviço e uma plataforma hidráulica de erecção do CBC, bem como zonas de armazenamento de hidrogénio e oxigénio líquido e respectivo sistema de abastecimento.

Os lançamento desde a Base Aérea de Vandenberg são realizados a partir do misterioso SLC-6 que muitos pensam encontrar-se amaldiçoado. Construído em 1966, nenhuma missão espacial lançada a partir do SLC-6 foi bem sucedida. Projectos cancelados, má gestão, lançamentos falhados e magia negra índia, têm em comum o SLC-6 dando origem à lenda do SLC-6.

Em Órbita


Em 1966 o que até então era um vale tranquilo na zona Base Aérea de Vandenberg, foi transformado num novo complexo de lançamentos espaciais para a Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) e para o seu poderoso Titan-3M. Este lançador teria como função colocar em órbita a nova estação espacial militar do Departamento de Defesa americano (DoD), MOL (Manned Orbiting

Laboratory). A MOL era constituída por uma cápsula Gemini modificada acoplada a uma secção cilíndrica que seria colocada em órbita polar para levar a cabo missões de espionagem clandestinas com a duração de um mês. Os prazos de construção da SLC-6 era extremamente apertados pois a USAF pretendia levar a cabo o primeiro lançamento em 1968. Para a construção da SLC-6 a USAF necessitava de uma área maior na Base de Vandenberg e 20.000 hectares pertencentes à Marinha dos Estados Unidos, e que eram

adjacentes às novas instalações, foram transferidos para a USAF. Ainda mais 15.000 hectares pertencentes a um rancho denominado Sudden Ranch, foram expropriados a seus donos. Os preparativos para a construção da SLC-6 no Sudden Ranch foram iniciados a 12 de Março de 1966.

No entanto, e durante os primeiros trabalhos de escavação levados a cabo na área onde se iria construir a plataforma de lançamento, foram descobertos vestígios da antiga ocupação dos índios Chumash e segundo alguns membros ainda restantes dessa tribo foram destruídas algumas sepulturas pondo-se a descoberto centenas de ossadas humanas e artefactos índios. Primeiros habitantes de Vandenberg, a tribo Chumash ocupava toda a área na base de um chaparral situado nas encostas das Montanhas de Santa Ynez. A tribo considerava a construção do novo complexo como uma violação de solo sagrado e por várias vezes pediram à USAF a

suspensão dos trabalhos de construção de forma a poderem examinar as ossadas e os artefactos encontrados. A USAF, sob pressão imposta pelos prazos a que a Guerra-fria obrigava, recusou suspender as obras de construção do SLC-6. Segundo a lenda, os anciãos da tribo Chumash lançaram uma maldição sobre o SLC-6 e sobre tudo o que seria lançado desde a nova plataforma.

Em meados de 1969 os trabalhos de construção do SLC-6 estavam quase terminados, no entanto o programa do MOL estava atrasado e o seu primeiro lançamento havia sido adiado para 1972. Algumas semanas antes da missão Apollo-11, o Presidente Richard Nixon acabaria por cancelar todo o programa baseado nos seus custos elevados e numerosos adiamentos. Por outro lado, o desenvolvimento de satélites espiões não tripulados havia já atingido muitos dos objectivos a que o MOL se propunha.

Não havia missão para o SLC-6 que havia custado biliões de dólares e que incluía uma torre de serviço com 32 andares de altura, a MST (Mobile Service Tower). O complexo acabaria por ser abandonado.

No entanto em 1984, o SLC-6 parecia ganhar uma nova vida e de novo para um programa tripulado do DoD. As equipas de construção trabalhavam a todo o vapor para preparar o SLC-6 para as missões militares do vaivém espacial. A USAF havia decidido reactivar e modificar o SLC-6 por forma a poupar 100 milhões de dólares num programa de modificação da estrutura. Devido à sua localização geográfica, rodeado de montanhas e com o Oceano Pacífico mesmo em frente, o SLC-6 era o local ideal para lançar o vaivém espacial em missões militares em órbitas polares.

Os planos da USAF previam que o vaivém espacial fosse montado ao tanque exterior de combustível líquido e aos dois propulsores laterais de combustível sólido, no exterior sem qualquer protecção contra os elementos apesar dos protestos da NASA que indicava que as medidas de tolerância para tais actividades não seriam respeitadas devido às condições atmosféricas do local. A USAF pretendia modificar a MST construída para o MOL enquanto levava a cabo a construção da nova PPF (Payload Processing Facility). A PPF seria composta pelo PPR (Payload Preparation Room) e pela PCR (Payload Changeout Room). Guindastes instalados em ambas as estruturas levantariam os diferentes componentes do vaivém espacial, que seriam montados numa plataforma móvel. De salientar que os primeiros vaivéns montados no interior do VAB (Vehicle Assembly Building) no KSC mostraram que a preocupação da NASA acerca dos limites de tolerância para estas operações, tinha razão de ser. As especificações impostas pela USAF nem se aproximavam dos valores precisos que eram necessários para estas operações, e o pior era que a USAF planeava montar os diferentes componentes do vaivém ao ar livre e sem qualquer protecção contra o imprevisível tempo de Vandenberg.

Em última análise a USAF foi obrigada a concordar com os limites impostos pela NASA e então decidiu-se pela construção do SAB (Shuttle Assembly Building) orçamentado em 40 milhões de dólares. Um abrigo móvel foi adicionado aos planos de reconstrução do SLC-6 e o preço original acabou por duplicar para 79,5 milhões de dólares.

Em Órbita


Infelizmente esta era a ponta do iceberg dos problemas que afligiam o SLC-6. A zona onde o complexo está localizado é uma das áreas onde a probabilidade de ocorrência de nevoeiro é a mais elevada nos Estados Unidos. A previsão de formação de gelo no tanque exterior de combustível líquido é muito mais elevada do que nos piores meses de inverno na Florida e em consequência disso a USAF decidiu construir duas estruturas de cimento contendo condutas de ar quente dirigidas para o tanque de combustível e que os engenheiros esperavam evitar a formação de gelo no tanque. Após terem sido gastos mais de 13 milhões de dólares em todo o sistema para evitar a formação de gelo sobre o tanque de combustível, a USAF admitiu que não teria a certeza que o sistema iria impedir a formação de gelo.

A data de lançamento da primeira missão militar desde a SLC-6 foi adiada de 1984 para 1985 e posteriormente para 1986. O complexo estava coberto de problemas, uns não muito graves, mas outros tão sérios que a hipótese de o vaivém espacial explodir no lançamento e destruir todas as instalações era real. Testemunhos posteriores no Congresso dos Estados Unidos vieram a revelar que mais de oito mil soldagens na plataforma de lançamento se encontravam de tal forma deficientes que não aguentariam o lançamento do vaivém, tendo sido encontradas tubagens quebradas e deliberadamente cortadas, e válvulas críticas encontravam-se entupidas com desperdícios. Investigações levadas a cabo pela USAF mostraram que as soldagens defeituosas haviam passado despercebidas por mais de um ano e que não existia qualquer controlo de qualidade sobre o trabalho realizado. Muitos previam que só se iria assistir a um lançamento do vaivém desde Vandenberg, porque a plataforma iria colapsar durante o lançamento. Uma reportagem levada a cabo em 1984 pela NBC, previa que existia uma hipótese em cinco de que o vaivém espacial iria explodir durante um lançamento desde a Base Aérea de Vandenberg. Fora ainda determinado que o hidrogénio gasoso ficaria aprisionado nas condutas destinadas a afastar os produtos da combustão dos motores principais do vaivém durante o lançamento no caso de uma abortagem na plataforma. As condutas eram as mesmas utilizadas para o Titan-3M e estendiam-se até ao sopé das montanhas adjacentes. Porém, os construtores do novo SLC-6 não tiveram em conta que o Titan-3M não utilizava o hidrogénio como combustível. Assim, a detonação acidental do hidrogénio após a abortagem na plataforma poderia destruir tanto o vaivém espacial como a própria plataforma. Além do mais, a plataforma de apoio do vaivém espacial foi considerada muito rígida e não o suficiente flexível. Em resultado as forças resultantes dos motores principais do vaivém poderiam danificar gravemente as asas do veículo.

Apesar de todas estas questões e sérios problemas, a USAF decidiu seguir em frente com a utilização do SLC-6 e em princípios de 1985 era anunciado que os trabalhos de construção do complexo haviam terminado com a colocação do equipamento de suporte no solo e com as verificações finais às instalações. A 15 de Outubro de 1985 o Presidente Ronald Reagan anunciava mais um passo importante no tão bem sucedido programa do vaivém espacial, o VSSLLC (Vandenberg Space Shuttle Launch and Landing Complex) encontrava-se pronto a ser utilizado.

A missão STS-62A, prevista para 20 de Março de 1986 e depois adiada para Julho de 1986, seria a primeira a ser lançada desde Vandenberg. O vaivém espacial Discovery seria tripulado por Robert Laurel Crippen (Comandante), Guy Spence Gardner, Jr. (Piloto), Richard Michael Mullane (Especialista de Voo 1), Jerry Lynn Ross (Especialista de Voo 2), Dale Alan Gardner (Especialista de Voo 3), Edward ‘Pete’ Aldridge (Especialista de Carga) e John Brett Watterson (Especialista de Carga). Curiosamente Robert Crippen foi pela primeira vez seleccionado para astronauta enquanto membro do corpo de astronautas da USAF escolhidos para tripular o MOL.

Os trabalhos de preparação do SLC-6 continuavam e os vaivéns iam completando as suas missões com sucesso até 28 de Janeiro de 1986 dia em que o Challenger é destruído nos céus da Florida e os voos espaciais são suspensos por quase três anos. Em vez de levar a cabo as reparações necessárias no SLC-6, e que atingiam biliões de dólares, a USAF desiste mais uma vez do voo espacial tripulado e sobre o véu da segurança as operações do vaivém espacial a partir de Vandenberg são abandonadas.

A 26 de Dezembro de 1989, o Secretário da Força Aérea dos Estados Unidos, Edward ‘Pete’ Aldridge (em tempos membro da primeira missão do vaivém a ser lançada desde a SLC-6), dá a machadada final no programa de lançamento do vaivém a partir de Vandenberg. Até então o SLC-6 havia custado mais de 8 biliões de dólares sem nunca ver um lançamento espacial.

Em princípios dos anos 90 a USAF concedeu um novo contrato para modificar o SLC-6 de forma a ser utilizado por um novo lançador, o potente Titan-4/Centaur, que era visto como um substituto do vaivém para as cargas militares secretas. Foram então atribuídos mais de 300 milhões de dólares para a reconversão do SLC-6 para que fosse utilizado para o lançamento dos maiores e mais dispendiosos satélites espiões dos Estados Unidos. Porém, a 22 de Março de 1991, a USAF mudava de ideias e terminava os planos de reconversão do SLC-6 dizendo que não havia suficientes requerimentos para lançar o Titan-4/Centaur desde a Base de Vandenberg e justificar a reconversão do complexo. O SLC-6 era novamente abandonado.

Em 1994 uma nova oportunidade surgia para o complexo. A USAF decidia ceder as suas instalações à Lockheed Martin como local de lançamento da nova família de foguetões LLV (Lockheed Launch Vehicles) Athena. Investindo milhões na recuperação do complexo vítima de uma década de abandono, a Lockheed Martin conseguiria algo que a USAF nunca conseguira, lançar um foguetão desde o SLC-6. O lançamento dava-se às 2230UTC do dia 15 de Agosto de 1995 e o LLV-1 levava a bordo o satélite Gemstar-1/Vitasat-1, tendo como destino a órbita polar. Os festejos iniciais do lançamento depressa se transformaram numa situação de emergência quando aos três minutos de voo o LLV-1 começou a ficar descontrolado e inverteu a sua direcção dirigindo-se para o SLC-6. Os controladores do voo acabariam por accionar o mecanismo de destruição do veículo poucos segundos depois.

Em Órbita


As causas do acidente foram determinadas e o veículo teve de ser redesenhado antes de se permitir o lançamento do próximo satélite que pertencia a NASA. O satélite Lewis (24909 1997-044A) acabaria por ser o primeiro satélite a ser colocado em órbita desde o complexo SLC-6 no dia 23 de Agosto de 1997 (0651:01UTC) por um foguetão LMLV-1 (Lockheed Martin Lauch Vehicle-1).

A maldição do SLC-6 parecia ter terminado, pelo menos até ao dia em que o satélite Lewis ficou descontrolado em órbita terrestre (27 de Agosto) e gastando todo o seu combustível de manobra. Após um mês de tentativas para controlar o satélite, o Lewis reentrava na atmosfera terrestre no dia 28 de Setembro de 1997 sobre o Oceano Atlântico e junto da costa da Antárctica.

O próximo lançamento desde o SLC-6 teria lugar a 27 de Abril de 1999. O lançamento deu-se às 1822:01UTC e tudo parecia correr bem com o foguetão Athena-2 (LM-005) até à altura em que as estações de rasteio colocadas na Antárctica e em África não conseguiram captar os sinais do satélite Ikonos-1. O satélite teria sido provavelmente destruído enquanto caia na atmosfera terrestre sobre o Pacífico Sul e nunca tendo atingido a órbita terrestre. A ogiva de protecção do Athena-2 não se separou do último estágio do lançador tendo aumentado o atrito na atmosfera e impedido o veículo de atingir a velocidade suficiente para entrar em órbita.

O satélite GOES-14 (GOES-O)

História do programa

O projecto de lançamentos de satélites meteorológicos para a órbita geossíncrona teve início em 1966 com o lançamento do primeiro satélite da série Applications Technology Satellite (ATS), na imagem ao lado. O ATS-1, lançado a 7 de Dezembro de 196610, transportou um instrumento capaz de fornecer imagens contínuas da Terra, e um instrumento que permitiu as transmissões de dados de e para as estações no solo.

Entre 1966 e 1974 foram lançados seis satélites da série ATS. Em 1967, o ATS-311 foi lançado e forneceu a primeira imagem a cores de todo o planeta. Após o sucesso das experiências meteorológicas levadas a cabo a bordo destes satélites, a investigação de satélites geostacionários tornou-se num programa oficial e operacional.

10 O ATS-1 (02608 1966-110A) foi lançado às 0212UTC por um foguetão SLV-3 Agena-D (5101 AA19) a partir do Complexo de Lançamento LC12 do Cabo Canaveral. 11 O ATS-3 (03029 1967-111A) foi lançado às 1116UTC do dia 5 de Novembro de 1967 por um foguetão SLV-3 Agena-D (5103 AA25) a partir do Complexo de Lançamento LC12 do Cabo Canaveral.

Em Órbita


À série ATS seguiu-se a série Synchonous Meteorological Satellite (SMS), a primeira série de satélites meteorológicos em órbita geossíncrona. O SMS-112 foi lançado desde o Cabo Canaveral a 17 de Maio de 1974. Foi o primeiro satélite operacional capaz de detectar condições meteorológicas a partir de uma localização fixa. O SMS-1 transportou o radiómetro VISSR (Visible Infrared Spin Scan Radiometer), um sistema de monitorização SEM (Space Environmental Monitor), e um sistema de recolha de dados DCS (Data Collection System). O satélite monitorizou de forma contínua grandes área da Terra, obtendo dados tanto de dia como de noite, e recolhendo e transmitindo dados para mais de 10.000 estações centrais no solo.

Após o lançamento bem sucedido de dois satélites experimentais SMS, o SMS-1 e SMS-2, foi formalmente iniciado em 1975 o programa Geostationary Operational Envirenmental Satellite (GOES) como um esforço em conjunto entre a NASA e a NOAA.

A 16 de Outubro de 1975 foi lançado o primeiro satélite do programa GOES desde o Cabo Canaveral. O GOES-A13 foi baptizado GOES-1 após atingir a órbita terrestre. O GOES-214 e o GOES-315 foram lançados em 1977 e 1978, respectivamente. Os três primeiros satélites eram quase idênticos ao desenho dos satélites SMS, sendo estabilizados por rotação em torno do eixo longitudinal e transportando os instrumentos VISSR, SEM e DCS.

Os satélites GOES-4 a GOES-7 tinham um desenho semelhante aos três primeiros satélites da série. O GOES-416 foi lançado a 9

de Setembro de 1980. Foi o primeiro satélite a transportar o detector atmosférico VISSR Atmospheric Sounder (VAS), permitindo assim a medição da temperatura e humidade. Os dados provenientes deste instrumento permitiram aos cientistas determinar as altitudes e temperaturas das nuvens e desenhar uma imagem tridimensional da sua distribuição na atmosfera, levando a previsões meteorológicas mais precisas.

A 3 de Maio de 1986 o satélite GOES-G17 foi perdido quando o seu foguetão lançador foi atingido por um relâmpago momentos após o lançamento (imagens ao lado). O GOES-G, que seria o GOES-7, havia sido desenhado para substituir o GOES-4.

O GOES-718 (GOES-H) foi lançado a 28 de Abril de 1987. Este satélite foi o primeiro satélite GOES capaz de detectar os sinais de socorro de 406 MHz enviados a partir de balizas de emergência a bordo de aviões e navios e reencaminhando-os para as estações terrestres. Este foi o último dos satélites geossíncronos estabilizados por rotação em torno do seu eixo longitudinal.

O lançamento do GOES-819 a 13 de Abril de 1994 introduziu uma nova geração de satélites, a série GOES-I a GOES-M. o desenho destes satélites estabilizado nos seus três eixos espaciais proporcionou melhoramentos significativos. Os sistemas de imagem e detecção foram separados e de operacionalidade independente, o que permitiu aos satélites obterem de forma contínua tanto as imagens como os dados meteorológicos em vez de haver uma alternância entre os dois modos de operação. Os satélites eram também capazes de obter imagens de resolução mais elevada. Iniciando-se com o GOES-8, o sistema de busca e salvamento GOES tornou-se operacional.

12 O SMS-1 ‘SMS-A’ (07298 1974-033A) foi lançado às 0931UTC por um foguetão Delta-2914 (590/D102) a partir do Complexo de Lançamento LC-17B do Cabo Canaveral. 13 O GOES-1 (08366 1975-100A) foi lançado às 2240UTC por um foguetão Delta-2914 (597/D116) a partir do Complexo de Lançamento LC-17B do Cabo Canaveral. 14 O GOES-2 (10061 1977-048A) foi lançado às 1051UTC do dia 16 de Junho de 1977 por um foguetão Delta-2914 (616/D131) a partir do Complexo de Lançamento LC-17B do Cabo Canaveral. 15 O GOES-3 (10953 1978-062A) foi lançado às 1049UTC do dia 16 de Junho de 1978 por um foguetão Delta-2914 (625/D142) a partir do Complexo de Lançamento LC-17B do Cabo Canaveral. 16 O GOES-4 (11694 1980-074A) foi lançado às 2227UTC por um foguetão Delta-3914 (637/D152) a partir do Complexo de Lançamento LC-17A do Cabo Canaveral. 17 O lançamento do GOES-G (1986-F04) teve lugar às 2318UTC e foi levado a cabo por um foguetão Delta-3914 (D178) a partir do Complexo de Lançamento LC-17A. 18 O lançamento do GOES-7 (17561 1987-022A) teve lugar às 2305UTC e foi levado a cabo por um foguetão Delta-3914 (D179) a partir do Complexo de Lançamento LC-17A. 19 O lançamento do GOES-8 (23051 1994-022A) teve lugar às 0604UTC e foi levado a cabo por um foguetão Atlas-I (AC-73) / Centaur-I (5053) a partir do Complexo de Lançamento LC-36B.

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A 23 de Julho de 2001 foi lançado o satélite GOES-1220 ‘GOES-M’, o último satélite da série GOES I-M. Este foi o primeiro satélite a transportar um instrumento do tipo SXI (Solar X-Ray Imager).

O satélite GOES-14 (GOES-O)

O satélite GOES-15 (GOES-N) é o terceiro e último veículo a ser lançado na nova série GOES N de satélites ambientais geostacionários. Desenvolvidos pela NASA para a *ational Oceanic and Atmospheric Administration (NOAA), os satélites GOES proporcionam observações contínuas de 60 por cento da superfície terrestres incluindo o território continental dos Estados Unidos, fornecendo monitorização meteorológica e previsões, bem como uma corrente contínua e fiável de informação e avisos de ocorrências meteorológicas severas.

Os satélites ambientais GOES são fundamentais na ajuda aos meteorologistas para a observação e previsão dos eventos meteorológicos locais, incluindo trovoadas, tornados, nevoeiro, inundações repentinas, e situações climáticas severas. Adicionalmente, os satélites GOES são capazes de monitorizar tempestades de areia, erupções vulcânicas e fogos florestais. Adicionalmente, os satélites apoiam o sistema SARSAT de busca e salvamento por satélite. Os dados do GOES-O será adicionada à base de dados global sobre as alterações climáticas, envolvendo muitas organizações civis e militares que trabalham para beneficiar as populações em todo o globo e auxiliar no salvamento de vidas.

Cada satélite GOES transporta dois instrumentos importantes: um sistema de observação e um sistema de detecção. Juntos os dois instrumentos fornecem duas características valiosas. Uma é um sistema de detecção remota que permite a observação em pequenas escalas permitindo aos meteorologistas a obtenção de imagens de sistemas climáticos problemáticos numa escala local. Isto permite a melhoria das previsões a curto prazo nessas zonas locais. A segunda característica, é a obtenção simultânea e independente de imagens e de dados de detecção remota, que permite aos meteorologistas a utilização de múltiplas medições de fenómenos meteorológicos para aumentar a precisão das suas previsões.

Estes instrumentos adquirem dados de alta resolução no espectro visível e infravermelho, bem como perfis de temperatura e humidade da atmosfera. Os instrumentos transmitem dados de forma contínua para terminais no solo onde são processados para serem retransmitidos para os serviços meteorológicos primários nos Estados Unidos e em torno do globo, incluindo a comunidade global de cientistas.

20 O lançamento do GOES-12 (26871 2001-031A) teve lugar às 0723:01UTC e foi levado a cabo por um foguetão Atlas-IIA (AC-142) a partir do Complexo de Lançamento LC-36A.

Em Órbita


A colaboração entre a �ASA e a �OAA

Em 1983 a NASA assinou um acordo com a NOAA para desenhar e construir uma nova geração de satélites ambientais. Estes satélites iriam transportar instrumentos desenhados para operar como nunca dantes, obtendo observações quase contínuas da Terra. A NASA e a NOAA trabalharam em conjunto para perfeccionar, desenvolver e completar o programa GOES, iniciado em 1975 com o lançamento do satélite GOES-1. As duas agências têm estado activamente empenhadas num programa de cooperação desde então, e irão continuar com a série GOES.

A NASA gere o Programa GOES e estabelece os requisitos, proporcionando os fundos, distribui os dados ambientais para os Estados Unidos, e determina a necessidade para a substituição dos satélites.

A NASA juntou-se à NOAA para obter e gerir o estudo, desenho e desenvolvimento de cada satélite GOES. O Centro de Voo Espacial Goddard, Greenbelt – Mariland, é responsável pela construção, integração e verificação do satélite, instrumentos e equipamento de solo. Trabalhando como uma equipa, a NASA e a NOAA desenham, desenvolvem, processam e disseminam os dados obtidos pelos sensores dos satélites GOES.

O Centro de Voo Espacial Goddard é responsável pela obtenção dos satélites GOES para a NOAA incluindo os testes finais na Florida e a verificação orbital inicial. A NOAA é responsável para operação dos satélites, distribuição dos dados e gestão do programa. A Boeing Launch Systems leva a cabo o lançamento comercial dos satélites com a licença da Federal Aviation Administration. A Boeing é responsável pelo processamento do Delta-4, integração do GOES-O com o lançador e pelas actividades durante a contagem decrescente.

Desenho e operações

A série de satélites GOES N proporciona aos cientistas observações contínuas, actuais e de alta qualidade da Terra e do seu ambiente. Os instrumentos a bordo dos satélites medem a radiação emitida e reflectida pela Terra a partir da qual podem ser derivadas a temperatura, ventos, humidade e coberto de nuvens.

Os satélites GOES operam na órbita geossíncrona e, como a sua velocidade orbital é igual à velocidade de rotação da Terra, os satélites parecem manter-se estacionários no céu. Os satélites GOES têm uma estabilização nos seus três eixos espaciais que lhes permite observar ‘fixamente’ a Terra e fornecer imagens das nuvens, enviar dados acerca da temperatura da superfície terrestre e dos campos de vapor de água, e sondar a atmosfera de forma contínua para determinar os perfis verticais térmicos e do vapor de água.

No lançamento do satélite tinha uma massa de 3.215 kg, pesando 2.180 kg em órbita (no início da sua vida útil). O GOES-15 tem um comprimento de 8,2 metros, uma largura de 2,25 metros e uma altura de 3,37 metros. O satélite tem uma vida em órbita de 10

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anos, devendo ser 2 anos em estado de «armazenamento» e 8 anos de operacionalidade (o satélite possuí uma rserva de combustível para 14 anos).

O sistema fornece uma previsão meteorológica a longo prazo, garantindo que os dados não visíveis, para qualquer região do planeta, sejam actualizados a cada 6 horas. Os satélites servem as zonas centrais e a Este do Oceano Pacífico, o continente Americano e as zonas centrais e Oeste do Oceano Atlântico. A cobertura do Pacífico inclui o Havai e o Golfo do Alasca. Dois satélites levam a cabo esta tarefa, o GOES West localizado a 153º de longitude Oeste e o GOES East a 75º longitude Oeste. A estação de comando e de aquisição de dados do NOAA está localizado em Wallops, Virgínia, e suporta a interface de ambos os satélites. O *OAA Satellite

Operations Control Center, Suitland – Maryland, fornece o horário dos satélites, o seu estado, monitorização de segurança e análises de engenharia. Os dados processados são recebidos no *ational Weather Service’s *ational Centers for Envirenmental Prediction, Camp Springs – Maryland, e nos centros de previsão em todo o território dos Estados Unidos.

A série de satélites GOES N tem várias capacidades que não existem em séries GOES anteriores. Estas capacidades incluem o serviço Weather Facsimile que altera de um formato analógico para o formato digital ‘Low Rate Information Transmission’; medições alargadas para os instrumentos de monitorização do ambiente espacial; um novo canal de emergência para o Emergency

Managers Weather Information *etwork Service; e mais importante, uma plataforma mais estável para os instrumentos de observação, detecção remota e SXI.

O GOES-P transporta um sistema de observação construído pela ITT Service Systems Division para fornecer medições regulares da atmosfera terrestre, coberto de nuvens, temperaturas do oceano e da superfície terrestre. Um sistema avançado de controlo de atitude utilizando sensores estelares e um banco óptico no qual os sistemas de observação e detecção remota estão montados, proporciona uma capacidade de orientação dos instrumentos substancialmente melhorada. Estas melhorias aumentam a qualidade das imagens de navegação e de registo para melhor localizar tempestades severas e outros eventos importantes para a NOAA. O Centro de Voo Espacial Goddard e o *ational Environmental Satellite, Data and Information Service (NESDIS) da NOAA estabeleceram um alto nível de precisão para a série GOES N, incluindo a localização de pixéis de dados a cerca de dois quilómetros desde a órbita geossíncrona acima da superfície terrestre.

O GOES-P também transporta o Solar X-Ray Imager (SXI) construído pelo Lockheed Martin Advanced Technology Center, Palo Alto – Califórnia. Transportado pela primeira vez a bordo do GOES-M lançado em 2001, o SXI irá monitorizar as condições do tempo solar, incluindo o ambiente dinâmico das partículas energéticas, correntes do vento solar e ejecções de massa da coroa solar. Estes dados irão permitir aos meteorologistas emitir alertas das condições do ‘tempo espacial’ que podem interferir com os sistemas no solo e no espaço.

Outro conjunto de instrumentos a bordo do GOES-P é o Space Environment Monitor (SEM). O SEM consiste em três grupos de instrumentos incluindo um conjunto de sensores Energetic

Particle Sensor, dois sensores magnéticos, e um sensor solar de raios-x com um sensor Extreme Ultraviolet Sensor. Estas unidades irão levar a cabo medições in situ dos ambientes magnéticos e de partículas bem como medições remotas das emissões de raios-x integradas e do espectro ultravioleta extremo do Sol.

O Energetic Particle Sensor e o Solar X-Ray Sensor com o Extreme Ultraviolet Sensor foram construídos pela Assurance Technology Corporation, Carlisle – Massachussets, enquanto que os dois magnetómetros foram construídos pela Science Applications International Corporation, Columbia – Maryland.

O sistema GOES consiste presentemente do GOES-13, operando como GOES East na parte Este da constelação a 75º de Longitude Oeste, e do GOES-11, operando como GOES West a 135º longitude Oeste. O GOES-12 encontra-se num modo de reserva orbital normalmente localizado a 105º longitude Oeste.

Para além de enviar informações sobre o clima e a atmosfera terrestres, os satélites GOES fornecem retransmissões instantâneas dos sinais de socorro enviados por indivíduos, aviões ou embarcações marítimas para as estações de busca e salvamento do Search and Rescue Aided Tracking System (SARSAT). Um repetidor dedicado à busca e salvamento a bordo do GOES está desenhado para

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detectar sinais de emergência que originam de fontes terrestres. Estes sinais únicos de identificação são normalmente combinados com sinais recebidos pelo sistema de satélites Polar Operational Environmental Satellite da NOAA e retransmitidos para um terminal de busca e salvamento. Os dados combinados são utilizados para levar a cabo operações efectivas de busca e salvamento.

O sistema GOES nas previsões meteorológicas

O sistema GOES é um elemento básico para a monitorização do tempo e para as operações de previsão meteorológica dos Estados Unidos e é um componente chave do programa de modernização do *ational Weather Service da NOAA. Os satélites e os sistemas no solo trabalham em conjunto para conseguirem concretizar a missão do GOES de proporcionar imagens meteorológicas e dados quantitativos que formam uma corrente contínua e fiável de informação ambiental para a previsão do estado do tempo e serviços relacionados.

Os satélites GOES fornecem imagens meteorológicas e dados atmosféricos para melhores serviços de previsão, particularmente para a previsão antecipada de tempestades severas que podem colocar em perigo vidas e bens. A série GOES N auxilia em actividades desde avisos de tempestades severas até à gestão de recursos e avanços científicos.

Os grupos meteorológicos comerciais, universidades, o Departamento de Defesa dos Estados Unidos, NASA e a comunidade de pesquisa mundial pode também utilizar os produtos GOES N. Outros utilizadores destes produtos podem também ser encontrados no controlo de tráfego aéreo e terrestre, navegação marítima e em vários sectores da agricultura.

Enquanto se encontram no solo, os satélites GOES são designados por letras sendo rebaptizados com uma designação numérica após o lançamento bem sucedido e respectiva colocação em órbita operacional. Os satélites são construídos em ordem alfabética, mas não são necessariamente lançados nesta ordem.

Melhoramentos da série GOES � em relação às séries anteriores

Em relação aos satélites anteriores, os satélites da série GOES N têm os seguintes melhoramentos tecnológicos:

• Um sistema de navegação e registo de imagens (Image *avigation and Registration – INR) melhorado que usa sensores estelares para melhorar a precisão da navegação de imagens e informação de registo para utilização com os dados do produtos de imagem e detecção remota. Isto irá melhorar o conhecimento em pelo menos 50% de onde estão localizados os eventos atmosféricos mais severos (a precisão de 3 km torna-se agora numa precisão de 1,5 km). Um banco óptico estável

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está agora disponível para isolar as deformações térmicas do satélite a partir dos instrumentos de imagem e detecção remota.

• O subsistema de fornecimento de energia foi melhorado para que as operações em períodos de eclipse possam ser levadas a cabo sem interrupções. Os problemas relacionados com as intrusões solares nas Keep Out Zones (KOZ) são minimizadas devido à introdução de escudos térmicos nos elementos da estrutura do espelho secundário para os instrumentos de imagem e detecção remota. Devem ser assim conseguidas mais 600 imagens e sequências de detecção remota por ano. O desenho do satélite reduz a carga solar no sistema de arrefecimento por radiação, com as temperaturas mais baixas dos detectores a reduzirem o ruído.

• O tempo de vida do satélite foi melhorado de 7 anos para 10 anos e o tempo de vida do propolente foi aumentado para 14 anos.

• Os instrumentos do sistema Space Environment Monitoring foram aumentados e existem capacidades de medição expandidas para as partículas carregadas.

• Foi desenvolvido um melhoramento para os produtos de dados para o Low Rate Information Transmission (LRIT) para distribuição de produtos de dados que eram anteriormente distribuídos com um formato analógico (WEFAX). O sistema LRIT permite a medição de produtos de dados consistentes com a World Meteorological Organization (WMO) e permite a distribuição de mais informação do National Weather Service (NWS) a um fluxo mais elevado.

• O sistema de recolha de dados DCS foi melhorado com a adição de plataformas DCP (Data Collection Platforms) de 300 e 1.200 bps e de um repetidor de potência mais elevada para que mais DCP possam utilizar a ligação ao mesmo tempo.

• Um repetidor dedicado para suportar o serviço EMWIN (Emergency Manager’s Weather Information *etwork).

• Os serviços de comunicações foram desenhados para corresponder aos modernos requisitos nacionais e internacionais.

• O fluxo de dados de comando foi aumentado para 2.000 bps se comparado com um fluxo de dados de 250 bps para a anterior geração de satélites GOES. O fluxo de dados de telemetria foi melhorado para fornecer dados a 4.000 bps ou 1.000 bps, se comparado com o fluxo de 2.000 bps na geração anterior.

• Foi incluído um novo SXI (Solar X-Ray Imager).

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Lançamento do GOES-15

O lançamento do satélite GOES-P teve lugar ás 2357:00.334UTC do dia 4 de Maio de 2010 com o foguetão Delta-IV M+(4,2) (D348) a seguir um azimute de voo de 95º. A trajectória do lançador foi calculada de forma a cumprir as restrições ao nível da controlabilidade, dos seus limites estruturais e ambientais, mantendo no entanto uma performance máxima.

A T+18s (2357:18UTC) o foguetão iniciava um voo com um ângulo de ataque quase nulo e a T+47,5s (2357:47,8UTC) era atingida a velocidade Mach 1,05. O ponto MaxQ, isto é o ponto de máxima pressão dinâmica era atingido T+1m 00,7s (2358:01UTC) e o final da queima dos dois propulsores laterais de combustível sólido GEM-60 ocorria a T+1m 40s (2358:40UTC). O voo com um ângulo de atraque quase nulo terminava a T+2m 4s (2359:04UTC) e pelas 0000:16,7UTC do dia 5 de Março (T+3m 16,4s) ocorria a temperatura mais elevada na carenagem de protecção da carga.

A potência do motor do primeiro estágio começava a ser diminuída a T+3m 30s (0000:30,3UTC). A diminuição de potência variou dos 102% até aos 57% em 5 segundos e nesta altura ocorria a aceleração axial máxima. O final da queima do primeiro estágio ocorreu às 0001:27,0UTC (T+4m 26,7s) com o consumo total do propolente disponível.

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O processo de ignição do segundo estágio começou às 0001:33,0UTC (T+4m 32,7s) com a separação entre o primeiro e o segundo estágio, iniciando o condicionamento térmico do motor do segundo estágio a T+4m 40,2s (0001:40,5UTC) e o envio do sinal de ignição do segundo estágio a T+4m 47,2s (0001:47,5UTC). Nesta altura terminava o procedimento de condicionamento térmico.

A separação da carenagem de protecção ocorria a T+4m 57,5s (0001:57,8UTC) numa altura em que o aquecimento molecular é muito inferior ao máximo permitido.

O final da primeira do segundo estágio (SECO-1) ocorreu às 0009:37,7UTC (T+12m 37,4s). Nesta altura o lançador encontrava-se numa órbita terrestre com um apogeu a 553,01 km de altitude, perigeu a 186,24 km de altitude e inclinação orbital de 28,4º. O conjunto iria permanecer nesta órbita durante 568 segundos. Durante este tempo o veículo não pode permanecer sempre com a mesma orientação em relação ao Sol e como tal às 0009:39,7UTC (T+12m 39,4s) iniciou uma libertação propulsiva de hidrogénio

líquido induzindo assim uma rotação ao longo do seu eixo longitudinal (esta manobra é denominada CVS – Continuous Venting System que deve ser accionada 2 segundos após SECO-1 até 133 segundos antes da segunda ignição quando se inicia a repressurização). Pelas 0010:07,7UTC (T+13m 7,4s) iniciaram-se os preparativos para a segunda queima do segundo estágio com a colocação em posição da hidrazina no interior do seu tanque. Foi também nesta altura que foi levada a cabo a manobra de colocação na atitude correcta para a segunda queima. Pelas 0017:52,4UTC (T+20m 52,1s) é terminada a manobra de libertação propulsiva de hidrogénio líquido na mesma altura que é terminada a colocação da hidrazina na posição de ignição. O condicionamento térmico do motor é iniciado às 0018:04,4UTC (T+22m 47,1s) e a segunda ignição do segundo estágio tem lugar às 0020:05,4UTC (T+23m 5,1s). O programa de arfagem da segunda ignição do segundo estágio decorre entre T+23m 11,1s (0020:11,4UTC) e T+27m 7,3s (0024:07,6UTC). O final da segunda queima do segundo estágio (SECO-2) ocorre às 0024:07,8UTC (T+27m 7,5s). Nesta fase o veículo encontra-se numa órbita com um apogeu a 34.223,10 km de altitude, um perigeu a 201,33 km de altitude e uma inclinação orbital de 26,7º.

Após a segunda ignição o veículo é reorientado para uma atitude de 90º (+5º / -15º) em relação ao Sol (atitude de controlo térmico passivo). É induzida uma rotação de +1,295 º/s em torno do seu eixo longitudinal durante 6.039,5 segundos seguindo-se 5 segundos mais tarde uma rotação de -1,3 º/s durante 6.033,5 segundos.

A terceira ignição do segundo estágio ocorreu às 0407:01,3UTC (T+4h 10m 01s) e terminou às 0407:57,0UTC (T+4h 10m 56,7s). Nesta altura o veículo estava numa órbita com um apogeu a 35.176,98 km de altitude, apogeu a 6.569,75 km de altitude e inclinação orbital de 12,1º.

Trinta segundos após a terceira queima do segundo estágio, iniciou-se uma manobra para colocar o veículo na atitude ideal para a separação do satélite GOES-P. Esta manobra foi levada a cabo numa condição de força axial nula para assim permitir que os propolentes se movimentassem livremente pelos tanques para arrefecer as suas paredes. Uma nova manobra foi levada a cabo às 0409:47,5UTC para finalizar a reorientação para a atitude de separação. A separação do GOES-P teve lugar às 0418:27UTC.

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China lança YaoGan Weixing-9

Pela primeira vez anunciado a 4 de Março de 2010 pela agência de notícias oficial Xinhua, a China levou a cabo o lançamento do satélite YG-9 YaoGan Weixing-9 (遥感卫星九号) às 0455:05,227UTC do dia 5 de Março. O lançamento foi levado a cabo por um

foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C (CZ4C-5) a partir da Plataforma de Lançamento SLS-2 do Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan. Esta foi a primeira vez que um foguetão deste tipo foi lançado desde Jiuquan demonstrando assim a versatilidade deste complexo de lançamento que anteriormente só havia sido utilizado para lançar os foguetões CZ-2C Chang Zheng-2C e CZ-2D Chang Zheng-2D.

O satélite YG-9 foi anunciado pelas autoridades chinesas como um veículo destinado “a levar a cabo experiências científicas, tarefas de detecção remota e detecção de recursos terrestres, prever o volume de colheitas e auxiliar na diminuição e prevenção de desastres naturais”.

No entanto, as imagens do lançamento que foram divulgadas mostram 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.

O que é que a China colocou em órbita?

Ao se verificar os parâmetros orbitais dos objectos em órbita, nota-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. Curiosamente, parece que de facto o satélite YaoGan Weixing-9 será na realidade um conjunto de três satélites (um veículo principal e dois sub-satélites).

Certamente que as autoridades chinesas não irão revelar a natureza destes veículos. Tal como acontecia com a União Soviética e a intensiva utilização da designação "Cosmos" para identificar milhares de satélites, talvez a designação "YaoGan" tenha a mesma utilização por parte da China.

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

Nesta altura só nos resta esperar pelas observações dos entusiastas que todas as noites observam as órbitas e a passagem de inúmeros satélites e tentar perceber a movimentação destes novos objectos em órbita, ficando no entanto «em órbita» a questão "O que terá a

China colocado em órbita?".

Em Órbita


O foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C O desenvolvimento do foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C de três estágios tem como base o foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B e surge pela necessidade de se desenvolver um lançador cujo estágio superior tivesse a capacidade de múltiplas ignições em órbita.

Para além desta capacidade, o CZ-4C possui anéis estruturais na base do primeiro e do segundo estágio, uma cobertura climatérica na secção inter-estágio (que é ejectada no lançamento) e uma carenagem de maiores dimensões (que foi pela primeira vez introduzida com o CZ-4B). Assim, todas estas características permitem que o CZ-4C Chan g Zheng-4C seja capaz de colocar em órbita cargas de maiores dimensões e com uma maior precisão em relação ao CZ-4B Chang Zheng-4B.

O CZ-4C é capaz de colocar uma carga de 4.200 kg numa órbita terrestre baixa, 2.800 kg numa órbita sincronizada com o Sol a 900 km de altitude ou 1.900 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

No lançamento desenvolve uma força de 2.960.000 kN e a sua massa total é de cerca de 250.000 kg. Tem um comprimento total de 48,50 metros e um diâmetro de 3,35 metros.

Lançamento Veículo lançador Data de

Lançamento Hora (UTC)

Satélites

2006-015 CZ4C-1 27-Abr-06 22:48:00 YaoGan Weixing-1 (29092 2006-015A) 2007-055 CZ4C-2 11-+ov-07 22:48:35 YaoGan Weixing-3 (32289 2007-055A) 2008-026 CZ4C-3 27-Mai-08 3:02:33 Feng Yun-3A (32958 2008-026A)

2009-072 CZ4C-4 15-Dez-09 2:34:05 YaoGan Weixing-8 (36121 2009-072A)

Xi Wang-1 (36122 2009-072B)

2010-009 CZ4C-5 05-Mar-10 4:55:05 YaoGan Weixing-9A (36413 2010-009A) YaoGan Weixing-9B (36414 2010-009B) YaoGan Weixing-4C (36415 2010-009C)

Em Órbita


EchoStar.XIV, a segunda missão da ILS em 2010

Depois do lançamento bem sucedido do Intelsat-16 a 12 de Fevereiro, a segunda missão da ILS (International Launch Services) em 2010 colocou em órbita o satélite de comunicações EchoStar.XIV a 20 de Março.

O foguetão Proton-M/Briz-M

Tal como o 8K82K Proton-K, o 8K82KM Proton-M é um lançador a três estágios podendo ser equipado com um estágio superior Briz-M ou então utilizar os usuais estágios Block 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 Block DM construídos pela RKK

Energiya.

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.

O primeiro estágio Proton KM-1 tem um peso bruto de 450.400 kg, pesando 31.000 kg sem combustível. É capaz de desenvolver uma força de 1.074.000 kgf no vácuo, tendo um Ies de 317 s (o seu Ies-nm é de 285 s) e um Tq de 108 s. Este estágio tem um comprimento de 21,0 metros e um diâmetro de 7,4 metros. Tem seis motores RD-253 (14D14) e cada um tem um peso de 1300 kg e desenvolvem 178.000 kgf (em vácuo), tem um Ies de 317 s e um Ies-nm de 285 s. O Tq de cada motor é de 108 s. Consomem N2O4/UDMH e foram desenhados por Valentin Glushko.

O segundo estágio, 8S811K, tem um peso bruto de 167.828 kg e uma massa de 11.715 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 244.652 kgf, tendo um Ies de 327 s e um Tq de 206 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um comprimento de 14,0 metros. Está equipado com quatro motores RD-0210 (também designado 8D411K, RD-465 ou 8D49). Desenvolvidos por

Kosberg, cada motor tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 59.360 kgf (em vácuo) com um Ies de 327 s e um Tq de 230 s. Cada motor tem uma câmara de combustão e consomem N2O4/UDMH.

Em Órbita


O terceiro estágio, Proton K-3, tem um peso bruto de 50.747 kg e uma massa de 4.185 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 64.260 kgf, tendo um Ies de 325 s e um Tq de 238 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um comprimento de 6,5 metros. Está equipado com um motor RD-0212 (também designado RD-473 ou 8D49). Desenvolvido por Kosberg, o RD-0212 tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 62.510 kgf (em vácuo) com um Ies de 325 s e um Tq de 230 s. O motor tem uma câmara de combustão e consome N2O4/UDMH.

Em Órbita


Lançamento Data Hora (UTC)

+º Série Plataforma Satélites

2009-016 3-Abr-09 16:24:00 93504 /99504 LC200 PU-39 Eutelsat-W2A (34710 2009-029A) 2009-027 16-Mai-09 0:57:38 93505 / 99505 LC200 PU-39 ProtoStar-II/IndoStar-II (34941 2009-027A) 2009-034 30-Jun-09 19:10:00 93506 / 99506 LC200 PU-39 Sirius-Radio FM-5 (35493 2009-034A) 2009-042 11-Ago-09 19:47:33 93507 / 99507 LC200 PU-39 AsiaSat-5 (35696 / 2009-042A) 2009-050 17-Set-09 19:19:19 93508 / 99508 LC200 PU-39 +imiq-5 (35873 2009-050) 2009-065 24-+ov-09 14:19:10 93509 / 99509 LC200 PU-39 Eutelsat-W7 (36101 2009-065A) 2009-075 29-Dez-09 0:22:00 93510 / 99510 LC200 PU-39 DirecTV-12 (36131 2009-075A) 2010-002 28-Jan-10 0:18:00 53535 / 88527 LC81 PU-24 Raduga-1M 'Globus-1M' (36358 2010-002A) 2010-006 12-Fev-10 0:39:40 53532 / 99511 LC200 PU-39 Intelsat-16 (36397 2010-006A 2010-010 20-Mar-10 18:26:57 93514 / 99514 LC200 PU-39 EchoStar-XIV (36499 2010-010A)

O quarto estágio, Briz-M, tem um peso bruto de 22.170 kg e uma massa de 2.370 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 2.000 kgf, tendo um Ies de 326 s e um Tq de 3.000 s. Tem um diâmetro de 2,5 metros, uma envergadura de 1,1 metros e um comprimento de 2,6 metros. Está equipado com um motor S5.98M (também designado 14D30). O S5.98M tem um peso de 95 kg e desenvolve 2.000 kgf (em vácuo) com um Ies de 326 s e um Tq de 3.200 s. O motor tem uma consome N2O4/UDMH.

O primeiro lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M teve lugar a 7 de Abril de 2001 (0347:00,525UTC) quando o veículo 535-01 utilizando o estágio Briz-M (88503) colocou em órbita o satélite de comunicações Ekran-M 18 (26736 2001-014A) com uma massa de 1970 kg a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur (LC81 PU-24).

Esta tabela indica os últimos 10 lançamentos levados a cabo utilizando o foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M. Todos os lançamentos são levados a cabo a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur no Cazaquistão. Tabela: Rui C. Barbosa

Em Órbita


Lançamento do Intelsat-16

O foguetão 8K82KM Proton-M para este lançamento chegava à estação de caminhos-de-ferro de Tyura-Tam no dia 16 de Fevereiro de 2010 às 1305UTC dando-se de seguida início aos processos alfandegários que após a sua finalização permitiam que o comboio fosse transferido para a rede de caminhos-de-ferro do cosmódromo. O comboio seria então transferido para as instalações do edifício 92A-50 onde teria lugar a preparação e montagem do lançador. No dia seguinte os componentes do primeiro estágio foram retirados dos vagões de transporte e iniciou-se a sua montagem, nomeadamente a montagem dos tanques laterais. Ao mesmo tempo procedia-se à descarga dos componentes do segundo estágio dos vagões de transporte.

O satélite EchoStar-XIV chegava a Baikonur a no dia 17 de Fevereiro e o estágio Briz-M chegava por sua vez ao cosmódromo no dia 24 de Fevereiro. Tanto o satélite como o estágio Briz-M foram transportados a bordo de um avião de carga Antonov An-124-100 ‘Ruslan’.

Os preparativos para o lançamento e a montagem do foguetão lançador decorreram sem qualquer problema O abastecimento do satélite EchoStar-XIV teve lugar a 5 de Março. A 12 de Março a Unidade de Ascensão com o estágio superior e o satélite, foi acoplada aos estágios inferiores do foguetão lançador e a 15 de Março procedeu-se ao abastecimento dos tanques de baixa pressão do estágio Briz-M.

O foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (93514/99514) foi transportado para a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 a 17 de Março.

A contagem decrescente decorreu sem qualquer problema, bem como o abastecimento dos diferentes estágios do foguetão lançador. O lançamento teve lugar às 1826:56,965UTC. A separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorreu às 1828:50,667UTC e a separação entre o segundo e o terceiro estágio ocorreu às 1832:25,104UTC.

A separação da carenagem de protecção ocorre às 1832:42,864UTC, enquanto que a separação entre o terceiro estágio e a Unidade de Ascensão ocorre às 1836:49,514UTC. No decorrer da missão o estágio Briz-M leva a cabo cinco manobras orbitais antes da separação do Satélite EchoStar-XIV que ocorre às 0336:42,643UTC do dia 21 de Março de 2010.

EchoStar-XIV O satélite de comunicações EchoStar-XIV é um satélite para retransmissão directa que proporciona serviços de alta definição e serviços de DISH Network para mais de 14 milhões de subscritores DTH (Direct-To-Home).

O satélite foi construído pela Space Systems/Loral e é baseado na plataforma LS-1300, transportando 103 repetidores em banda Ku para cobrir a América do Norte.

O EchoStar-XIV deverá ter uma vida útil de 15 anos na órbita geossíncrona. A sua massa no lançamento era de 6.384 kg.

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Em Órbita


Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo entre nos meses de Junho e Julho de 2009. Por debaixo de cada lançamento está referida uma sequência de quatro números que indica respectivamente o apogeu orbital (km), perigeu orbital (km), a inclinação orbital em relação ao equador terrestre (º) e o período orbital (minutos). Estes dados foram fornecidos pelo Space Track. Estes são os dados mais recentes para cada veículo à altura da edição deste número do Boletim Em Órbita.

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

03 Fev. 0345:29 2010-003A 36361 Progress M-04M (ISS-36P) 11A511U Soyuz-U (Ю15000-117) GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 7.290 08 Fev. 0914:07 2010-004A 36394 STS-130 / ISS-20A OV-105 Endeavour Centro Espacial Kennedy, LC-39A - - Tranquility 13.600

- - Cupolla 1.805

11 Fev. 1523:00 2010-005A 36395 Solar Dynamics Observatory Atlas-V/401 (AV-021) Cabo Canaveral AFS. SLC-41 3.200 12 Fev. 0039:40 2010-006A 36397 Intelsat-16 8K82KM Proton-M/Briz-M (535XX/99511) GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 2.056 01 Mar. 2119:44 2010-007A 36400 Cosmos 2459 8K82KM Proton-M/DM-2 (53540/116L) GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 1.415 2010-007B 36401 Cosmos 2460 1.415 2010-007C 36402 Cosmos 2461 1.415 04 Mar. 2357:00 2010-008A 36144 GOES-15 Delta-IV M+(4,2) (D348) Cabo Canaveral AFS, SLC-37B 3.133 05 Mar. 0455:05 2010-009A 36413 YG-9 YaoGan Weixing-9 CZ-4C Chang Zheng-4C (CZ4C-5) Jiuquan, SLS-2 2010-009B 36414 YG-9 SubSat-1 2010-009C 36415 YG-9 SubSat-2 20 Mar. 1826:57 2010-010A 36499 EchoStar-XIV 8K82KM Proton-M/Briz-M (93514/99514) GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 6.384

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Próximos Lançamentos Tripulados 30 de Maio de 2010 Soyuz TMA-19 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Fyodor Nikolayevich Yurchikhin (3); Douglas Harry Wheelock (2); Shannon Baker Walker (1) Dmitri Yuriyevich Kondratyev; Paolo Ângelo Nespoli; Grace Catherine Coleman

16 de Setembro de 2010 STS-133 / ISS-ULF 6 OV-105 Dyscovery (39) 8 dias Steven Wayne Lindsey (5), Eric Allen Boe (2), Alvin Benjamin Drew Jr. (2), Michael Reed Barratt (2), Timothy Lennart Kopra (2), Nicole Marie Passonno Stott (2)

Em Órbita


30 de Setembro de 2010 Soyuz TMA-01M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Alexander Yuriyevich Kaleri (5); Oleg Ivanovich Skripochka (1); Scott Joseph Kelly (3) Sergei Alexandrovich Volkov; Sergei Nikolayevich Revin; Ronald John Garan Jr.

29 de Julho de 2010 STS-134 / ISS-ELC 3 OV-105 Endeavour (25) 10 dias Mark Edward Kelly (4), Gregory Harold Johnson (2), Edward Michael Fincke (3), Gregory Errol Chamitoff (2), Andrew Jay Feustel (2), Roberto Vittori (3) 10 de Dezembro de 2010 Soyuz TMA-20 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Dmitri Yuriyevich Kondratyev (1); Grace Catherine Coleman (3); Paolo Ângelo Nespoli (2) Anatoli Alexeiyevich Ivanishin; Michael Edward Fossum; Satoshi Furukowa 30 de Março de 2011 Soyuz TMA-21 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Alexander Mikhailovich Samokutyayev (1); Andrei Ivanovich Borisenko (1); Ronald John Garan Jr. (2) Anton Nikolayevich Shkaplerov; Sergei Nikolayevich Revin; Daniel Christopher Burbank

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30 de Maio de 2011 Soyuz TMA-02M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Sergei Alexandrovich Volkov (2); Michael Edward Fossum (3); Satoshi Furukowa (1) Oleg Dmitriyevich Kononenko; Donald Roy Pettit; André Kuipers 28 de Setembro de 2011 Soyuz TMA-22 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Anton Nikolayevich Shkaplerov (1); Anatoli Alexeiyevich Ivanishin (1); Daniel Christopher Burbank (3) Gennadi Ivanovich Padalka; Konstantin Anatoliyevich Valkov; Joseph Michael Acaba 20 de +ovembro de 2011 Soyuz TMA-03M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Oleg Dmitriyevich Kononenko (1); Donald Roy Pettit (3); André Kuipers (2) Yuri Ivanovich Malenchenko; Sunita Lyn Williams; Akihiko Hoshide ?? de ?? de 2011 Shenzhou-10 CZ-2F/H Chang Zheng-F/H Jiuquan ?????; ?????; ????? ?????; ?????; ????? 30 de Março de 2012 Soyuz TMA-04M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Gennadi Ivanovich Padalka (4); Konstantin Anatoliyevich Valkov (1); Joseph Michael Acaba (2) Maksim Viktorovich Surayev; Engenheiro de Voo da Rússia; Kevin Anthony Ford ?? de Maio de 2012 Soyuz TMA-05M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Yuri Ivanovich Malenchenko (5); Sunita Lyn Williams (2); Akihiko Hoshide (2) Roman Yuriyevich Romanenko; Chris Austin Hadfield ; Robert Shane Kimbrough ?? de ?? de 2012 Soyuz TMA-06M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Maksim Viktorovich Surayev (2); Engenheiro de Voo da Rússia; Kevin Anthony Ford (2) Cosmonauta da Rússia; Cosmonauta da Rússia; Astronauta dos Estados Unidos ?? de ?? de 2012 Soyuz TMA-07M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Roman Yuriyevich Romanenko (2); Chris Austin Hadfield (3); Robert Shane Kimbrough (2) Cosmonauta da Rússia; A designar; Astronauta dos Estados Unidos

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Futuras Expedições na ISS

Expedição 23 / 24 Três novos elementos da Expedição 23 foram lançados a bordo da Soyuz TMA-18 a 2 de Abril de 2010. Desta expedição fazem parte Oleg Valeriyevich Kotov (Comandante), Soichi Noguchi, Timothy John Creamer, Alexander Alexandrocivh Skvortsov, Mikhail Borisovich Korniyenko e Tracy Ellen Caldwell-Dyson (Kotov, Noguchi e Creamer foram lançados a bordo da Soyuz TMA-17 a 20 de Dezembro de 2009 e regressarão à Terra 2 de Junho de 2010).

Expedição 24 / 25 A Expedição 24 inicia-se com a separação da Soyuz TMA-17 em Maio de 2010, ficando a bordo da ISS Alexander Skvortsov (Comandante), Mikhail Korniyenko e Tracy Caldwell-Dyson, até á chegada de Fyodor Nikolayevich Yirchikin, Shannon Baker Walker e Douglas Harry Wheelock que serão lançados a bordo da Soyuz TMA-19 a 15 de Junho de 2010. Skvortesov, Korniyenko e Caldwell-Dyson regressarão à Terra a 16 de Setembro de 2010.

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Expedição 25 / 26 A Expedição 25 inicia-se com a partida da Soyuz TMA-18 em Setembro de 2010. Desta expedição farão parte Douglas Wheelock (Comandante), Fyodor Yurchikin, Shannon Walker e Alexander Yurievich Kaleri, Oleg Ivanovich Skripochka e Scott Joseph Kelly (estes três últimos serão lançados a bordo da Soyuz TMA-01M a 30 de Setembro de 2010. Wheelock, Yurchikin e Walker regressarão à Terra a 26 de Novembro de 2010.

Expedição 26 / 27 A Expedição 26 inicia-se com a partida da Soyuz TMA-19. Desta expedição farão parte Scott Kelly (Comandante), Alexander Kaleri e Oleg Skripochka, além de Dmitri Yuriyevich Kondratiyev, Catherin Grace Coleman e Paolo Nespoli, sendo estes três últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-20 a 10 de Dezembro de 2010. S. Kelly, Kaleri e Skripochka regressarão á Terra a 16 de Março de 2011.

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Cronologia Astronáutica (LVI)

Por Manuel Montes -Fevereiro de 1945: O Secretario de Guerra estado-unidense aprova a utilização de White Sands como zona de lançamentos das V-2 que se espera capturar na Europa.

-Março de 1945: Os aliados capturam as primeiras V-2 completas no seu caminho para Berlim. Uma delas é enviada para os Estados Unidos, onde é examinada pelo professor Robert Goddard, que já se encontrava doente. Perante a visão do míssil, não pode evitar pensar que se as suas propostas feitas ao Governo tivessem sido aceites, o seu país disporia já de um engenho similar. Em essência, a V-2 possui a mesma tecnologia que Goddard desenvolveu quase de forma solitária durante muitos anos.

-Março de 1945: O grupo de engenheiros de Chelomey (OKB-51) começa a lançar os seus primeiros modelos do míssil alado 10X (o equivalente á V-1 alemã). Serão lançados 63 exemplares até Agosto de 1945, todos eles desde um avião Pe-8, mas com resultados não demasiado satisfatórios.

-27 de Março de 1945: Os alemães lançam a última V-2 (V-2-3590).

-Abril de 1945: O centro Langley da NACA elege a ilha de Wallops como centro de lançamento para ensaios de mísseis guiados.

-1 de Abril de 1945: Começam os voos de outro dos programas de propulsão sólida idealizados pelo JPL. Em concreto, trata-se do míssil Private-F, um Private-A equipado com asas para alargar o seu alcance em 50%. Os lançamentos efectuam-se desde Hueco Range, Fort Bliss, Texas, e duram até ao dia 13 de Abril. A missão dos 17 mísseis utilizados será levada a cabo com êxito, apesar de todos eles experimentarem uma rotação descontrolada em torno do seu eixo.

-10 de Abril de 1945: Os avanços aliados obrigam ao fim da produção de mísseis V-2 por debaixo da montanha de Kohnstein (Mittelwerke). De facto, a 17 de Fevereiro, von Braun e 500 dos seus melhores homens já haviam sido transladados num comboio especial para Nordhausen-Bleicheroe, abandonando Peenemünde. A 21 de Março, estando no hospital devido a um acidente de tráfico, von Braun tomou conhecimento da ordem de Hitler para destruir toda a documentação do projecto, e assim decidiu ocultá-la numa mina (são mais de 64.000 planos e desenhos). Por fim, a 1 de Abril, os cientistas da V-2 foram levados para os Alpes Bávaros pelas SS, donde esperam o desenrolar dos acontecimentos.

-11 de Abril de 1945: O Exército estado-unidense penetra em Mittelwerke, orientado pelos habitantes de Nordhausen. O achado da fábrica de mísseis V-2 e de milhares de prisioneiros trabalhadores em condiciones lamentáveis antecede a captura de suficiente material para construir uma centena de V-2.

-1 de Maio de 1945: Seis dias antes da rendição da Alemanha, os britânicos, que também conseguiram diverso material relacionado com a V-2, incluindo documentos e mísseis, propõem realizar várias testes para averiguar como os utilizavam os seus inimigos.

-2 de Maio de 1945: Os americanos chegam à fábrica de Sachswerfene, em Harz, e se apoderam das últimas V-2 e V-1 disponíveis. Ao mesmo tempo, o irmão de Wernher von Braun, Magnus, é enviado ao encontro dos americanos. A maior parte dos cientistas alemães entregar-se-ão aos norte-americanos, apesar de alguns preferirem esperar pelos soviéticos.

-5 de Maio de 1945: Os soviéticos tomam Peenemünde, mas só encontram os restos da infra-estrutura alemã do programa V-2, assim como alguns técnicos de segunda categoria. Os americanos, por sua parte, interrogam von Braun e os seus companheiros, que são informados dos seus feitos no campo dos mísseis e sobre os seus projectos futuros. No marco de uma operação denominada "Overcast" (depois "Paperclip"), proceder-se-á ao envio para os Estados Unidos da maior parte dos cientistas alemães. Antes, Hsue-shen Tsien encarrega von Braun da redacção de um artigo que se titulará "Survey of Development of Liquid Rockets in Germany and

Their Future Prospects", donde o jovem génio incluirá menções sobre satélites artificiais, voos tripulados para a órbita terrestre, á Lua e aos planetas, etc. Este artigo será apresentado em Julho ao *avy Bureau of Aeronautics.

-7 de Maio de 1945: A ilha de Wallops recebe a aprovação para converter-se num polígono de ensaios. Chamar-se-á Auxiliary Flight Research Station.

-25 de Maio de 1945: Arthur C. Clarke prepara para o Conselho da British Interplanetary Society o memorando "The Space-Station: Its Radio Aplications", no qual amplia o seu conceito de satélite geoestacionário de comunicações.

-Maio/Junho de 1945: Chegam a Peenemünde diversos especialistas soviéticos em mísseis. Pouco a pouco, com o controlo da OTK (Comissão Técnica Especial), serão restabelecidas as zonas de testes, os centros de desenho e construção, etc. São utilizados quase 300 técnicos. Muitos dos especialistas alemães que ficaram colaboram, enquanto os soviéticos tratam de “capturar” a outros mais capacitados (operação Ost). Entre os recrutados à última hora está Helmut Grottrup, que preferiu não entregar-se aos americanos. Por sua parte, Korolev e Glushko serão reabilitados e enviados para a Alemanha em Setembro. Glushko receberá a tarefa de ensaiar os

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motores da V-2 em Lehesten e Korolev terá que restaurar a fábrica subterrânea de Niedersachswerfen e preparar o lançamento dos mísseis.

+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.

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

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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)2++H2 ) – 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.

edição n.º 97 março de 2010

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