em Órbita n.º 106 janeiro de 2011

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Em Órbita n.º 106 (Vol. 10) – Janeiro de 2011

a Capa: A tripulação da Soyuz TMA-20 momentos antes de ingressar no veículo. De cima para baixo: Paolo Ângelo Nespoli, Catherine Grace Coleman e Dmitri Yurievich Kondratiev.

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

este número colaboraram José Roberto Costa e Manuel Montes.

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

Rui C. Barbosa BRAGA

PORTUGAL

00 351 93 845 03 05 [email protected]

Índice Voo Espacial tripulado A Última missão do Discovery (Parte 2) 3 A missão Soyuz TMA-20 – Três novos membros para a Expedição 26 11 Estatísticas dos lançamentos orbitais de 2010 50 Lançamentos orbitais em Dezembro de 2010 57 Lançamento para o fundo do mar 58 O segundo voo do Falcão 64 China lança novo satélite de navegação 69 Segundo desaire da Índia em 2010 88 ovo satélite para a Eutelsat 92 O último lançamento de 2010 99 Quadro de lançamentos recentes 110 Outros objectos catalogados 112 Regressos / Reentradas 112 Lançamentor orbitais previstos para Fevereiro e Março de 2011 115 Próximos lançamentos tripulados 116 Futuras Expedições na ISS 119 Lançamentos Suborbitais 122 Cronologia Astronáutica (LXIII) 127 Estatísticas do Voo Espacial tripulado 129 Explicação dos termos técnicos 132

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Voo espacial tripulado STS-133, a última missão do Discovery (Parte 2)

O vaivém espacial OV-103 Discovery parte para a sua 39ª e última missão espacial com uma tripulação constituída por seis astronautas, todos veteranos de anteriores missões com o vaivém espacial. A sua missão? Transportar o último módulo norte-americano para a ISS, além de peças suplentes e mantimentos.

O lançamento do Discovery está previsto para o dia 3 de Fevereiro de 2011 a partir do Complexo de Lançamento LC-39A do Centro Espacial Kennedy, Florida - Estados Unidos.

A tripulação da missão STS-133 A tripulação do Discovery é composta pelos astronautas Steven Wayne Lindsey, Comandante que realiza a sua 5ª missão espacial; Eric Allan Boe, Piloto na sua 2ª missão espacial, e pelos Especialistas de Missão Timothy Lennart Kopra, na sua 2ª missão espacial; Benjamin Alvin Drew, Jr., na sua 2ª missão espacial; Michael Reed Barratt, na sua 2ª missão espacial; e Nicole Marie Passonno Stott, na sua 2ª missão espacial.

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Steven Wayne Lindsey – Comandante da missão STS-133 nasceu a 24 de Agosto de 1960 em Arcádia, Califórnia, mas considera Temple City, Califórnia, como a sua cidade natal. Nos tempos livres gosta de ler, esquiar, fazer mergulho, windsurf, acampar e andar de bicicleta na montanha. Formou-se no Liceu de Temple City em 1978, tendo mais tarde recebido o bacharelato em Ciências de Engenharia pela Academia da Força Aérea dos Estados Unidos em 1982 e um mestrado em Engenharia Aeronáutica pelo Instituto de Tecnologia da Força Aérea em 1990.

Steven Lindsey foi comissionado como Segundo Tenente na Academia da Força Aérea em Colorado Springs, Colorado, em 1982. Em 1983, após receber as suas asas de piloto na Base Aérea de Reese, Texas, qualificou-se no RF-4C Phantom e foi nomeado para o 12º Esquadrão de Reconhecimento Táctico na Base Aérea de Bergstrom, Texas. De 1984 até 1987 serviu como piloto de combate, piloto instrutor, e instrutor académico. Em 1987 foi seleccionado para formação no Instituto de Tecnologia da Força Aérea na base Aérea de Wright-Patterson, Ohio, onde estudou Engenharia Aeronáutica. Em 1989 frequentou a Escola de Pilotos de Teste da Força Aérea dos Estados Unidos na base Aérea de Edwards, Califórnia. Em 1990, Lindsey foi nomeado para a Base Aérea de Eglin, Florida, onde levou a cabo teste de armas e de sistemas no F-16 e no F-4. Enquanto membro do 3247º Esquadrão de Teste, Lindsey serviu como director do Advanced Tactical Air Reconnaissance System Joint Test Force e como comandante de voo do esquadrão de F-16. Em Agosto de 1993 foi seleccionado para frequentar o Air Command and Staff

College na Base Aérea de Maxwell, Alabama. Na sua graduação, em Junho de 1994, foi readmitido na Base Aérea de Eglin como líder da Integrated Product Team no USAF SEEK EAGLE Office, onde era responsável pela certificação de armas para a força aérea para os aviões F-16, F-111, A-10 e F-117. Em Março de 1995 foi nomeado como candidato a astronauta da NASA, tendo-se reformado da Força Aérea em Setembro de 2006. Acumulou mais de 6.500 horas de voo em mais de 50 tipos diferentes de aeronaves.

Seleccionado em Março de 1995, Steven Lindsey tornou-se astronauta em Maio de 1996, qualificando-se para nomeações como piloto. Inicialmente designado para a verificação do software de voo no Laboratório de Integração de Aviónicos do Vaivém Espacial, Lindsey também trabalhou no programa MEDS (Multifunction Electronic Display System), um programa de melhoramento dos ecrãs do vaivém espacial, bem como em muitos outros projectos de melhoramentos. Entre os seus dois primeiros voos espaciais trabalhou como representante do Transporte e Aterragem do Vaivém Espacial, responsável pelo treino das tripulações e pelo ensaio das técnicas de aterragem do vaivém espacial e das suas qualidades de voo. Após a sua segunda missão espacial, Lindsey serviu como vogal das Operações do Vaivém Espacial e como Co-dirigente do Conselho para o Cockpit do Vaivém Espacial, responsável pelo desenho, teste, e implementação das interfaces da tripulação e ecrãs para o denominado Shuttle Cockpit Avionics Upgrade, um programa de melhoramento no valor de 400 milhões de dólares. Serviu como dirigente das Operações da Estação Espacial Internacional para o departamento dos astronautas da NASA, responsável pela integração dos astronautas e das actividades de engenharia e administrativas, proporcionando apoio a todos os aspectos do desenvolvimento, teste, treino de tripulações e operações da Estação Espacial Internacional. Finalmente, serviu como Chefe do Corpo de Astronautas, responsável pelo desenvolvimento de veículos espaciais, selecção das tripulações e treino, e teste de voo / operações da tripulação em apoio do programa do vaivém espacial, do programa da Estação Espacial Internacional e do programa Constellation.

A primeira missão espacial de Steven Lindsey teve lugar entre 19 de Novembro e 5 de Dezembro a bordo do vaivém espacial OV-102 Columbia. A missão STS-87 foi o quarto voo do laboratório de microgravidade e teve como objectivo a realização de experiências desenhadas para estudar a forma como o ambiente de microgravidade do voo espacial afecta os vários processos físicos, além de proceder à observação das camadas exteriores da atmosfera solar. Dois membros da tripulação levaram a cabo duas actividades extraveículares nas quais procederam à captura manual de um satélite Spartan e testaram ferramentas extraveículares, além de procedimentos para futuras missões de montagem da estação espacial.

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Durante uma das saídas para o espaço, Steven Lindsey pilotou a primeira câmara AERCam Sprint, uma câmara robótica. A missão teve uma duração de 15 dias 16 horas 35 minutos e 5 segundos, sendo realizadas 252 órbitas da Terra.

Steven Lindsey foi o 365º ser humano (juntamente com os astronautas Kalpana Chawla, Takao Doi (Japão) e Leonid Konstantinovich Kadenyuk (Ucrânia)) e o 229º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com a astronauta Kalpana Chawla) e

realizar um voo espacial orbital.

A segunda missão espacial de Steven Lindsey decorreu de 29 de Outubro a 7 de Novembro de 1998 a bordo do vaivém espacial OV-103 Discovery. A missão STS-95 teve como objectivo a realização de diversas experiências, incluindo o lançamento e recolha de um satélite de observação solar Spartan, o teste da plataforma de sistemas do telescópio espacial Hubble, e a investigação dos efeitos do voo espacial no processo de envelhecimento humano. A missão teve uma duração de 8 dias 21 horas 43 minutos e 57 segundos, tendo realizado 134 órbitas do planeta.

Steven Lindsey foi o 215º ser humano e o 159º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com o astronauta Stephen Kern Robinson) a realizar duas missões espaciais orbitais.

O terceiro voo espacial de Steven Lindsey decorreu entre 12 e 24 de Julho de 2004 e foi a 10ª missão tendo por destino a Estação Espacial

Internacional. A missão STS-104 / ISS-7A, a bordo do vaivém espacial OV-104 Atlantis, teve como objectivo o transporte e instalação do módulo Quest, além da realização de experiências conjuntas com os membros da Expedição 2. Durante as operações conjuntas foram realizadas três actividades extraveículares para a instalação de quatro tanques de alta pressão do Quest. Para além de se proceder à instalação e activação do módulo, a tripulação também realizou a primeira actividade extraveícular a partir deste módulo. A missão teve uma duração de 12 dias 18 horas 34 minutos e 56 segundos, tendo realizado 200 órbitas à Terra.

Steven Lindsey foi o 143º ser humano e o 109º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com a astronauta Janet Lynn Kavandi) a realizar três missões espaciais orbitais.

A quarta missão de Lindsey decorreu entre 4 e 17 de Julho de 2006 a bordo do vaivém espacial Discovery. A missão STS-121 foi o primeiro voo do vaivém

espacial após a tragédia do Columbia. Durante esta missão a tripulação testou novos equipamentos e procedimentos para o aumento da segurança do vaivém espacial, procedeu à reparação de um carro de transporte na ISS, tendo proporcionado pela primeira vez imagens de alta resolução do vaivém espacial. A tripulação realizou trabalhos de manutenção da estação espacial internacional, tendo transportado mais de 12.700 kg de mantimentos e equipamentos, além de um novo membro para a tripulação da Expedição 13. A missão teve uma duração de 12 dias 18 horas 37 minutos e 54 segundos, tendo realizado 200 órbitas da Terra.

Steven Lindsey foi o 84º ser humano e o 72º astronauta dos Estados Unidos a realizar quatro missões espaciais orbitais. A missão STS-133 será o quinto voo espacial de Steven Lindsey que se tornará no 30º ser humano e o 25º astronauta dos Estados Unidos a realizar cinco missões espaciais orbitais.

Steven Lindsey tem um total de 50 dias 3 horas 31 minutos e 52 segundos de experiência em voo espacial.

Eric Allan Boe – O Piloto do Discovery na missão STS-133 nasceu a 1 de Outubro de 1964 em Miami, Florida, mas cresceu em Atlanta, Geórgia. Frequentou o Liceu de Henderson em Chamblee, Geórgia, tendo finalizado os seus estudos secundários em 1983. Em 1987 finalizou o seu bacharelato em Engenharia Astronáutica pela Academia da Força Aérea dos Estados Unidos e em 1997 finalizava o seu mestrado em Engenharia Eléctrica pelo Instituto de Tecnologia da Geórgia.

Após os seus estudos, Eric Boe foi comissionado da Academia da Força Aérea em 1987. Completou o programa Euro-(ATO Joint Jet Pilot Training na Base Aérea de Sheppard, Texas, em 1988, sendo depois nomeado para o 3º Esquadrão de Caças Táctico na Base Aérea de Clark, Filipinas, como piloto de F-4E. Em 1991 serviu como instrutor de T-38 no 50º Esquadrão de Treino de Voo, e como piloto instrutor de AT-38B no 49º Esquadrão de Caças na Base Aérea de Columbus, Mississípi. Em 1994 foi nomeado para o

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60º Esquadrão de Caças, Base Aérea de Eglin – Florida, servindo como comandante de voo de F-15C. Voou 55 missões de combate sobre o Iraque em apoio da Operação Vigilância do Sul. Em 1997 ingressou na Escola de Pilotos de Teste da Força Aérea dos Estados Unidos na Base Aérea de Edwards, Califórnia. Após a sua formação, foi nomeado como Director de Teste, Divisão de Teste de Mísseis Ar – Ar, 46ª Ala de Teste, na Base Aérea de Eglin, onde serviu como piloto de teste voando todos os modelos do F-15 e do UH-1N. Acumulou mais de 4.000 horas de voo em mais de 45 tipos diferentes de aeronaves.

Seleccionado como Piloto pela NASA em Julho de 2000, Eric Boe apresentou-se no Centro Espacial Johnson em Agosto desse mesmo ano. Após a finalização de dois anos de treino e avaliação, foram-lhe atribuídas tarefas técnicas no ramo de Veículos Avançados do Corpo de Astronautas, tendo trabalhão também no ramo de Operações da Estação Espacial e no ramo do Vaivém Espacial. Entre Outubro de 2005 e Outubro de 2006, serviu como Director de Operações da NASA no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, Cidade das Estrelas – Rússia.

No ramo de Exploração do Corpo de Astronautas trabalho no novo Veículo de Lançamento Tripulado e no Veículo Tripulado de Exploração.

O seu primeiro voo espacial decorreu entre 14 e 30 de Novembro de 2008 a bordo do vaivém espacial OV-105 Endeavour. A missão STS-126 teve como objectivo a expansão do espaço habitável da Estação Espacial Internacional para no futuro poder albergar seis tripulantes residentes. Durante a missão foi instalada uma nova casa de banho, kitchnette, dois quartos de descanso, uma máquina de exercício físico e um novo sistema de reciclagem de água. Durante a missão foram também realizadas quatro actividades extraveículares por três membros da tripulação. A missão STS-126 também transportou um novo membro da tripulação permanente da ISS (Expedição 18) com Gregory Chamitoff a substituir Sandra Magnus.

A missão STS-126 teve uma duração de 15 dias 20 horas 30 minutos e 34 segundos, tendo completado 250 órbitas em torno da Terra. Eric Boe foi o 484º ser humano e o 306º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com os astronautas Stephen Gerad Bowen e Robert Shane Kimbrough) a levar a cabo uma missão espacial orbital.

Timothy Lennart Kopra – Nascido a 9 de Abril de 1963 em Austin, Texas, Timothy Kopra é Coronel do Exército dos estados Unidos. Frequentou o Liceu de McCallum, em Austin, terminando o ensino secundário em 1981. Em 1985 obteve o seu bacharelato em Ciência pela Academia Militar dos Estados Unidos. Em 1995 obtém o seu mestrado em Engenharia Aeroespacial pelo Instituto de Tecnologia da Geórgia, e em 2006 obtém um mestrado em Estudos Estratégicos pelo Colégio da Guerra do Exército dos Estados Unidos.

Kopra recebeu a sua comissão como Segundo Tenente da Academia Militar do exército norte-americano em Maio de 1985 e foi designado como aviador do exército em Agosto de 1986. Completou então três anos de serviço no Forte Campbell, Kentucky, onde serviu como líder de pelotão de batedores aéreos, oficial executivo, e como ajudante de esquadrão de cavalaria aérea na 101ª Divisão Aerotransportada. Em 1990 foi nomeado para a 3ª Divisão Blindada em Hanau, Alemanha, e foi enviado para o Sudoeste Asiático onde serviu na Operação Escudo do Deserto e Tempestade do Deserto. Finalizou a sua presença na Alemanha como comandante de uma companhia de helicópteros de ataque e como oficial de operações. Após o seu regresso aos Estados Unidos e após finalizar os seus estudos no Instituto de Tecnologia da Geórgia, foi seleccionado em 1995 para frequentar a Escola Naval de Pilotos de Teste. Após a sua formação, foi nomeado para o Centro de Testes Técnicos de Aviação do Exército, onde trabalhou como piloto de testes experimental em vários projectos e serviu como director técnico de desenvolvimento para o programa do helicóptero Comanche. Timothy Kopra frequentou outras escolas militares tais como o Curso de Pára-quedista do Exército, Curso de Batedor, Curso de

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Assalto Aerotransportado, Escola de Pessoal de Serviços, e o Colégio de Pessoal e de Comando. Kopra reformou-se do Exército dos Estados Unidos em Novembro de 2010.

Kopra foi nomeado para a NASA no Centro Espacial Johnson em Setembro de 1998 como engenheiro teste de integração. Na sua posição tinha como funções primárias a ligação de engenharia entre as operações do vaivém espacial e o teste dos equipamentos da estação espacial internacional. Esteve activamente envolvido nos testes levados a cabo nas interfaces de actividade extraveícular para uma das estruturas de montagem da estação.

Seleccionado como astronauta em Julho de 2000, Kopra deu início ao seu treino primário no mês seguinte. Posteriormente completou dois anos de treino intensivo nos sistemas do vaivém espacial, estação espacial internacional e voo de T-38. Serviu depois na secção da estação espacial do Corpo de Astronautas onde a sua função primária envolvia o teste das interfaces da tripulação para dois módulos pressurizados da ISS bem como levar a cabo a implementação de computadores de suporte e de redes LAN na ISS.

Após finalizar um curso de língua russa em Moscovo, Rússia, Timothy Kopra iniciou em Julho de 2005 um treino para uma missão de longa duração na estação espacial internacional. Em Setembro de 2006 Kopra serviu com uma tripulação de seis pessoas a bordo do laboratório subaquático Aquarius da NOAA como parte do programa Extreme Environment Mission Operations (NEEMO) 11 da NASA. Durante esta missão de sete dias que serviu como um análogo de operações lunares, a tripulação testou conceitos de

desenhos de fatos espaciais, protocolos de comunicações, técnicas de construção, e a utilização de dispositivos robóticos. Kopra levou a cabo sessões de treino na Rússia, Japão, Alemanha e Canadá e serviu como suplente para a Expedição 16 e Expedição 17, bem como membro da tripulação da Expedição 20, sendo Engenheiro de Voo na sua primeira missão espacial que decorreu entre 15 de Julho e 11 de Setembro de 2009. Timothy Kopra foi lançado a bordo do vaivém espacial Endeavour na missão STS-127 e regressou à Terra a bordo do vaivém espacial Discovery na missão STS-128. Na sua permanência em órbita Kopra levou a cabo uma actividade extraveícular com uma duração de 5 horas e 2 minutos, executando tarefas relacionadas com o braço robot da estação espacial e do segmento japonês, além de levar a cabo outra experiências. A missão espacial de Timothy Kopra teve uma duração de 58 dias 21 horas 51 minutos e 25 segundos.

Timothy Kopra tornou-se no 496º ser humano e no 317º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com os astronautas Douglas Gerald Hurley, Christopher John Cassidy e Thomas Henry Marshburn) a levar a cabo uma missão espacial orbital.

Benjamin Alvin Drew, Jr. – Nascido a 5 de Novembro de 1962 em Washington D.C., Benjamin Drew finalizou o ensino secundário em 1980 no Liceu Gonzaga College. Em 1984 obtinha o seu bacharelato em Engenharia Aeronáutica pela Academia da Força Aérea dos Estados Unidos e no mesmo ano o bacharelato em Física também pela mesma academia. De seguida ingressou na Universidade de Embry Riddle, obtendo um mestrado em Ciências Aeroespaciais em 1995 e mais tarde, em 2006, obtinha um mestrado em Estudos estratégicos em Ciências Políticas pela Universidade do Ar da Força Aérea dos Estados Unidos.

Após a sua formação na Academia da Força Aérea dos Estados Unidos, Benjamin Drew ingressou na Força Aérea como Segundo Tenente em Maio de 1984. Completou o treino de piloto de helicóptero no Forte Rucker, Alabama, e obtendo as suas asas de piloto em Março de 1985. as suas funções iniciais foram como piloto de helicóptero de resgate entre 1985 e 1987. Em 1987 foi transferido para as operações especiais da Força Aérea, participando em 60 missões de combate em operações no Panamá (1989), Golfo Pérsico (1990 e 1991) e Norte do Iraque (1991 e 1992). Em 1992 regressou aos treinos de voo primeiramente obtendo uma classificação em aviões a jacto em 1993 e depois tornando-se piloto de teste na Escola Naval de Pilotos de Teste em Junho de 1994. Subsequentemente trabalhou como piloto de teste de projecto, comandando duas organizações de teste de voo, e servindo no pessoal

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no Comando de Combate Aérea da Força Aérea dos Estados Unidos. Como Piloto Comandante com mais de vinte e cinco anos de experiência, Drew retirou-se da Força Aérea em Setembro de 2010.

Acumulou mais de 3.500 horas de voo e pilotou mais de 30 tipos distintos de aeronaves.

Seleccionado como Especialista de Missão pela NASA em Julho de 2000, Drew apresentou-se para o treino de astronauta em Agosto desse mesmo ano. Após a finalização de dois anos de treino e avaliação, foi inicialmente designado para trabalhos técnicos no ramo de Operações da Estação Espacial do Corpo de Astronautas. Entre Janeiro e Novembro de 2009 trabalhou como Director de Operações no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, Cidade das Estrelas – Moscovo.

A sua primeira missão espacial decorreu entre 8 e 21 de Agosto de 2007 a bordo do vaivém espacial Endeavour. Durante esta missão a tripulação adicionou mais uma estrutura de montagem à ISS, instalando também um novo giroscópio e uma plataforma de peças sobressalentes no exterior da estação espacial. Foi também activado

com sucesso um novo sistema que permite ao vaivém espacial obter energia eléctrica a parte da ISS, permitindo assim missões mais longas. Foram realizadas quatro actividades extraveículares por três membros da tripulação do Endeavour. Esta missão teve uma duração de 12 dias 17 horas 55 minutos e 34 segundos.

Benjamin Drew tornou-se no 458º ser humano e no 289º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com os astronautas Tracy Ellen Caldwell-Dyson e Barbara Radding Morgan) a realizar uma missão espacial orbital.

Michael Reed Barratt – Michael Barratt nasceu a 6 de Abril de 1959 em Vancouver, Washinton, mas reside em Camas, Washington. Frequentou o Liceu de Camas finalizando o ensino secundário em 1977. Em 1981 finalizava um bacharelato em Zoologia pela Universidade de Washington e em 1985 terminava o seu mestrado na Universidade Northwestern. Em 1988 terminava três anos de internato em Medicina Interna na Universidade Northwestern e no ano seguinte fazia o seu ano como Residente Chefe na administração do Hospital de Lakeside, Chicago. Em 1991 cumpria uma residência e um programa de mestrado em Medicina Aeroespacial pela Universidade Wright State, sendo certificado em Medicina Interna e Aeroespacial.

Barratt ingressou no Centro Espacial Johnson em Maio de 1991, cumprindo as funções de médico de projecto com o KRUG Life Sciences, trabalhando em sistemas médicos para a estação espacial Freedom. Em Julho de 1992 foi nomeado como cirurgião de voo da NASA trabalhando nas Operações Médicas do Vaivém

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Espacial. Em Janeiro de 1994 foi nomeado para o programa russo – americano Shuttle/Mir, trabalhando e treinando de forma extensiva no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, Cidade das Estrelas – Rússia, em apoio das missões conjuntas entre os dois países.

Entre Julho de 1995 e Julho de 1998 serviu como Líder de Operações Médicas para a estação espacial internacional. Sendo um viajante frequente para a Rússia, trabalhou com os médicos russos no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin e no Instituto de Problemas Médicos e Biológicos em Moscovo, bem como noutros centros internacionais. Michael Barratt serviu como cirurgião da primeira expedição à ISS entre Julho de 1998 até ser seleccionado como candidato a astronauta em Julho de 2000.

Michael Barratt apresentou-se para o treino de astronauta em Agosto de 2000 e após a finalização de um treino de dois anos e respectivas avaliações, foram atribuídas tarefas técnicas no Ramo de Operações da Estação Espacial do Corpo de Astronautas.

Nomeado para uma missão de longa duração em 2005, Barratt foi lançado a bordo da Soyuz TMA-14 a 26 de Março de 2009 servindo na Expedição 19 e na Expedição 20. Este período incluiu a transição de uma tripulação de três elementos para uma tripulação de seis elementos, duas actividades extraveículares, duas visitas pelo vaivém espacial e a chegada do primeiro veículo de carga japonês, o HTV-1. Michael Barratt regressou à Terra a 11 de Outubro de 2009 após uma missão com uma duração de 198 dias 16 horas 42 minutos e 25 segundos.

Michael Barratt tornou-se no 490º ser humano e no 312º astronauta dos Estados Unidos a realizar uma missão espacial orbital.

icole Marie Passonno Stott – Nascida em Albany, Nova Iorque, a 19 de Novembro de 1962, Nicole Stott reside em Clearwater, Florida. Em 1980 finalizou o ensino secundário no Liceu de Clearwater, obtendo um bacharelato em Engenharia Aeronáutica pela Universidade Aeronáutica de Embry-Ridle em 1987, e um mestrado em Engenharia de Gestão pela Universidade Central Florida em 1992.

Stott iniciou a sua carreira profissional em 1987 como engenheira desenhadora de estruturas com a Pratt and Whitney Government Engines, em West Palm Beach – Florida. Passou um ano com o Grupo Avançado de Motores levando a cabo análises estruturais de desenhos de componentes de motores a jacto avançados.

Em 1988 Nicole Stott ingressava no Centro Espacial Kennedy da NASA como Engenheira de Operações nas Instalações de Processamento do Vaivém Espacial. Após seis meses foi indicada ao Director do Processamento do Vaivém Espacial como parte de uma equipa de duas pessoas designada para analisar a eficiências dos fluxos de processamento do vaivém espacial, e para implementar ferramentas para medir a efectividade dos melhoramentos introduzidos. Foi a responsável do Centro Espacial Kennedy num projecto conjunto com o Centro Espacial Ames para desenvolver ferramentas inteligentes de calendarização. O sistema GPSS (Ground Processing Scheduling System) foi desenvolvido como uma demonstração da tecnologia para este projecto conjunto. O GPSS foi muito bem sucedido no Centro Espacial Kennedy e também foi um sucesso comercial como parte do conjunto de softwares disponíveis pela PeopleSoft. Durante a sua permanência no Centro Espacial Kennedy, Stott ocupou vários cargos no processamento do vaivém espacial, incluindo Engenheira de Operações do Vaivém Espacial, Comandante do Comboio de Processamento do Vaivém Espacial, Directora de Fluxo de Processamento para o Vaivém Espacial Endeavour, e Engenheira de Projecto para o Vaivém Espacial Columbia. Durante os seus dois últimos anos no Centro Espacial Kennedy, foi membro do Departamento de Integração de Equipamento da Estação Espacial e recolocada para Huntington Beach, Califórnia, onde serviu como Directora de Projecto para as estruturas de suporte da ISS que estavam em construção nas instalações da estação espacial da Boeing. Em 1998, ingressou na equipa do Centro Espacial Johnson, Houston – Texas, como membro da Divisão de Operações Aerotransportada. Onde serviu como engenheira de simulação de voo no Shuttle Training Aircraft (STA).

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Seleccionada como Especialista de Missão em Julho de 2000, Stott apresentou-se para o treino de astronauta no mês de Agosto desse ano. Após a finalização de um curso de treino e avaliação de dois anos, foi nomeada para trabalhos técnicos no Ramo de Operações da Estação Espacial do Corpo de Astronautas, onde levou a cabo avaliações das cargas da estação espacial. Também trabalhou como astronauta de suporte para a Expedição 10 como CapCom da ISS. Em Abril de 2006 foi membro da tripulação da missão NEEMO 9 ((ASA Extreme Environment Mission Operations) onde viveu e trabalhou com uma tripulação de seis pessoas na mais longa missão NEEMO, com uma duração de 18 dias, no habita subaquático Aquarius. A missão NEEMO-9 serviu para simular as futuras

operações lunares onde a tripulação testou conceitos de desenhos avançados de fatos espaciais, dispositivos robóticos para exploração de superfície e técnicas de comunicações, além de materiais e técnicas avançadas de tele-medicina.

Em preparação para uma missão de longa duração, Nicole Stott completou um curso de língua russa em Moscovo e levou a cabo sessões de treino dos sistemas da ISS na Rússia, Japão, Alemanha e Canadá. Serviu como membro suplente da Expedição 18 e como membro principal das Expedições 20 e 21, sendo lançada a bordo do vaivém espacial Discovery a 28 de Agosto de 2009 na missão STS-128. Nicole Stott levou a cabo uma actividade extraveícular com o astronauta Daniel Olivas com um total de 6 horas e 39 minutos. Durante a sua permanência da ISS teve a oportunidade de participar em muitas actividades, tais como o seguimento e captura do primeiro veículo de carga japonês HTV-1, procedeu à instalação de uma passadeira de exercício físico e executou diversos aspectos da manutenção

da ISS, além de levar a cabo uma grande variedade de actividades científicas e de pesquisa.

Regressou à Terra a 29 de Novembro de 2009 a bordo do vaivém espacial Atlantis após uma missão com uma duração de 90 dias 10 horas 44 minutos 46 segundos.

Nicole Stott tornou-se no 500º ser humano e no 321º astronauta dos Estados Unidos a realizar uma missão espacial orbital (juntamente com os astronautas Kevin Anthony Ford e José Moreno Hernández).

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Continuando a com a rotação das tripulações na estação espacial internacional, três novos tripulantes foram lançados a 15 de Dezembro de 2010 a bordo da Soyuz TMA-20, para assim integrarem a Expedição 26 e a Expedição 27.

Os principais objectivos a levar a cabo durante a Expedição 26 são os seguintes (entre 26 de Novembro de 2010 e 16 de Março de 2011):

• Lançamento de um membro russo, um membro norte-americano e um membro italiano da Expedição 26 pelo veículo Soyuz TMA-20;

• Acoplagem do veículo Soyuz TMA-20 com o módulo Rassvet;

• Suporte operacional para carga e separação do veículo de carga Progress M-07M do módulo de serviço Zvezda;

• Suporte operacional para a acoplagem do veículo de carga ATV-2 ‘Johanes Kepler' com o módulo de serviço Zvezda;

• Suporte operacional para a acoplagem com o módulo Pirs do veículo Progress M-09M;

• Suporte operacional para a acoplagem do veículo de carga HTV-2 ‘Hinotori';

• Suporte operacional para a carga e separação da Soyuz TMA-01M do módulo Poisk (regresso de três membros da Expedição 26);

• Realização de uma actividade extraveícular por cosmonautas russos a partir da secção russa da ISS;

• Apoio à funcionalidade da ISS;

• Realização das experiências e do programa de aplicações científicas.

• Participação em testes de voo do módulo Rassvet

A tripulação da Expedição 26 consiste de três elementos entre 26 de Novembro e 17 de Dezembro de 2010, e de seis elementos de 17 de Dezembro de 2010 a 16 de Março de 2011.

O emblema oficial da Soyuz TMA-20 (à esquerda) que foi desenhado com a ajuda de Dmitri Kondratiev e tendo por base um desenho de Marina Korolenko. Murmansk. Este emblema partilha a Cruz Austral com o emblema da Expedição 27. À direita está o emblema da Corporação Energia referente à missão Soyuz TMA-20.

Em Órbita


A tripulação da Soyuz TMA-20

A tripulação principal da Soyuz TMA-20 foi composta pelo cosmonauta russo Dmitri Yurievich Kondratiev (Comandante da Soyuz TMA-20, Engenheiro de Voo da ISS na Expedição 26 e Comandante da Expedição 27), pelo cosmonauta italiano Paolo Ângelo Nespoli (Engenheiro de Voo n.º 1 da Soyuz TMA-20 e Engenheiro de Voo da Expedição 26/27), e pela astronauta norte-americana Catherine Grace Coleman (Engenheira de Voo n.º 2 da Soyuz TMA-20 e Engenheira de Voo da Expedição 26/27). Por seu lado, a tripulação suplente era composta pelo cosmonauta russo Anatoli Alekseyevich Ivanishin, pelo astronauta japonês Satoshi Furukawa e pelo astronauta norte-americano Michael Edward Fossum.

Dmitri Yurievich Kondratiev – Tenente-coronel da Força Aérea Russa e Piloto Militar de 1ª Classe, Dmitri Yurievich Kondratiyev é Cosmonauta de Teste do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri A. Gagarin, e foi o Comandante da missão espacial Soyuz TMA-20.

Nascido a 25 de Maio de 1969 em Irkutsk, é filho de Yuri Semenovich Kondratiev, nascido em 1945 e de Valentina Dmitrievna Kondratieva (Zaozernova), nascida em 1946.

Em 1990 formou-se na Escola Superior Militar de Aviação A. F. Myasnikov, obtendo o diploma de piloto engenheiro. Em 2000, após finalizar um curso da Universidade Estatal de Economia, Estatística e Ciência de Informação de Moscovo, tornou-se num economista qualificado.

Como passatempos gosta de computadores e desporto.

Em 1990, após a sua graduação da Escola Superior Militar de Aviação, foi colocado sob as ordens do Comando da Força Aérea do distrito de Privolzhsk-Urals. Desde Dezembro de 1990 foi piloto estudante no Centro de Treino de Aviação V. P. Chkalov, em Borisoglebsk. Entre Outubro de 1991 e Janeiro de 1992 esteve sob o comando da 1ª Força Aérea, data em que foi qualificado como piloto sénior de MIG-29 de um regimento de aviação em Orlovka, região de Amur. Desde 1992 esteve sob o comando da 76ª Força Aérea. Desde 1993 é piloto e desde Fevereiro de 1994 é piloto sénior do 159º do Regimento de Guardas de Caças Aéreos, em

A tripulação principal da Soyuz TMA-20. Da esquerda para a direita: Catherine Grace Coleman, Dmitri Yurievich Kondratiev e Paolo Ângelo Nespoli. Imagem: NASA.

Em Órbita


Petrozadovsk. Em Julho de 1997, e tendo por base uma decisão da Comissão Interdepartamental Estatal, foi recomendado para ingressar no Corpo de Cosmonautas do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin. Em Dezembro de 1997, e tendo por base uma ordem do Ministério da Defesa da Federação Russa, foi transferido para o Corpo de Cosmonautas como candidato a cosmonauta teste.

Entre 16 de Janeiro de 1998 e 26 de Novembro de 1999 completou o curso básico de cosmonauta e a 1 de Dezembro de 1999 é-lhe atribuída a classificação de Cosmonauta Teste por uma decisão da Comissão de Qualificação Interdepartamental.

Desde 5 de Janeiro de 2000 frequenta o treino para o programa de missões para a estação espacial internacional. Desde Março de 2001 frequentou o treino para um voo espacial como Piloto / Engenheiro de Voo da ISS e como Comandante Suplente da Soyuz TM da Expedição 5. Em finais de 2003 foi nomeado para a tripulação suplente da Expedição 13 como Piloto / Engenheiro de Voo da ISS e em princípios de 2004 foi transferido para a tripulação principal da Expedição 13 juntamente com o cosmonauta Pavel Vinogradov e com o astronauta Daniel Tani. Porém, devido ao facto de o reinício das missões do vaivém espacial norte-americano ter sido adiado, foi removido da tripulação no Outono de 2005. Em Maio de 2006 foi designado representante do Centro de treino de Cosmonautas Yuri Gagarin no Centro Espacial Johnson, Houston – Texas.

A 16 de Dezembro de 2006, e por ordem do Ministério da Defesa da Federação Russa, Kondratiev foi nomeado Comandante do Corpo de Cosmonautas do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin.

Em Agosto de 2007 foi preliminarmente nomeado para a tripulação suplente da Expedição 20 e a 12 de Fevereiro de 2008 a NASA confirmava oficialmente esta nomeação. Em Julho de

2008 foi nomeado para a tripulação principal da Expedição 25 e a 21 de Setembro de 2008 a sua nomeação foi confirmada no plano de voos para a estação espacial internacional publicado pela agência espacial russa. A sua nomeação seria confirmada a 21 de Novembro de 2008 pela NASA. Porém, em Abril de 2009 era revelado que Dmitri Kondratiev havia sido transferido para a tripulação principal da Expedição 26/27, sendo esta nomeação confirmada a 7 de Outubro de 2009.

Numa reunião da Comissão Interdepartamental Estatal para a selecção de cosmonautas e para a sua nomeação para as tripulações espaciais levada a cabo a 26 de Abril de 2010, Dmitri Kondratiev foi qualificado como cosmonauta do Corpo de Cosmonautas do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin.

Nos dias 25 e 26 de Maio de 2010, juntamente com Paolo Ângelo Nespoli e com a astronauta norte-americana Catherine Grace Coleman, Dmitri Kondratiev foi aprovado nos exames pré-voo com as qualificações ‘5’ e ‘4,8’. A 14 de Junho de 2010 foi aprovado para a tripulação suplente da Soyuz TMA-19 como Comandante.

Dmitri Yurievich Kondratiev foi o 517º ser humano e o 108º cosmonauta russo a levar a cabo uma missão espacial orbital.

Paolo Ângelo espoli – Nascido a 6 de Abril de 1957 em Milão, Itália, Paolo Nespoli vive em Verano Bianza. Nespoli obteve um bacharelato em Engenharia Aeroespacial em 1988 e um mestrado em Aeronáutica e Astronáutica em 1989 pela Universidade Politécnica de Nova Iorque. Foi-lhe atribuído em 1990 o Laurea in Ingegneria Meccanica pela Università degli Studi di Firenze, Itália.

Paolo Nespoli ingressou no exército italiano em 1977 e tornou-se num oficial não comissionado trabalhando como instrutor de pára-quedas na Escola Militar de Pára-quedismo de Pisa. Em 1980 juntou-se à 9ª Brigada de Assalto “Col. Moschin” de Livorno onde se tornou num operador nas Forças Especiais. Entre 1982 e 1984 foi designado para o contingente italiano das Forças de Manutenção de Paz Multinacionais em Beirute, Líbano. Após o seu regresso a Itália foi nomeado oficial, deixando o serviço activo em 1987.

Entretanto, em 1985, Nespoli retomava os seus estudos universitários e após a finalização do seu mestrado em 1989, regressava a Itália para trabalhar como engenheiro para a Proel Tecnologie, Florença, como engenheiro de desenho e teste de experiências e equipamento qualificado para voo espacial.

Em Órbita


Em 1991 ingressava no Centro Europeu de Astronautas da ESA, Colónia – Alemanha. Como engenheiro de treino de astronautas, contribuiu para a preparação e implementação do treino básico para os astronautas europeus e foi responsável pela preparação e gestão da manutenção da proficiência dos astronautas, e pela criação da Base de Dados de Treino de Astronautas.

Em 1995 foi nomeado para o Projecto EUROMIR nas instalações da ESA em Noordwijk; Holanda, onde foi responsável pela equipa que preparou, integrou e apoiou as cargas e o computador de apoio à tripulação utilizado na estação espacial Mir.

Em 1996 foi nomeado para o Centro Espacial Johnson, Houston – Texas, onde trabalhou na Divisão de Treino para o Voo Espacial na preparação do treino no solo das tripulações para a estação espacial internacional.

Em Julho de 1998 foi seleccionado como astronauta pela Agência Espacial Italiana (ASI) e um mês mais tarde juntou-se ao Corpo de Astronautas Europeu, cuja base se situa no Centro Europeu de Astronautas em Colónia.

Em Agosto de 1998 foi recolocado no Centro Espacial Johnson e nomeado para o Grupo 17 de astronautas da NASA. No ano 2000 obteve as qualificações básicas necessárias para ser nomeado para uma missão no vaivém espacial e na estação espacial internacional. Em Julho de 2001 completou com sucesso um curso de operação do braço robot do vaivém espacial e em Setembro de 2003 completou um treino avançado para actividades extraveículares.

Em Agosto de 2004 foi temporariamente designado para o Centro de treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, Cidade das Estrelas, Rússia, onde seguiu o treino inicial para voos a bordo das cápsulas tripuladas russas. Ao regressar ao Centro Espacial Johnson, Nespoli executou um treino de proficiência para manter

as qualificações adquiridas bem como para frequentar formações avançadas. Adicionalmente, levou a cabo tarefas técnicas para a NASA, a ESA e para a ASI.

Em Junho de 2006 Paolo Nespoli foi nomeado para a tripulação da missão STS-120 que foi lançada a 23 de Outubro de 2007. Durante a missão o módulo de fabrico italiano Harmony (Node-2) foi acoplado à ISS. Este novo elemento da estação espacial internacional abriu a capacidade para a junção de novos laboratórios internacionais. Ainda nesta missão o painel solar P6 foi recolocado da estrutura Z1 para uma das extremidades da ITS (Integrated Truss Structure). A missão STS-120 terminou a 7 de Novembro de 2007 após um voo de 15 dias 2 horas 22 minutos e 57 segundos. Paolo Nespoli foi o 462º ser humano (juntamente com os astronautas Douglas Harry Wheelock e George David Zamka) e o 5º astronauta italiano a levar a cabo uma missão espacial orbital.

Em Dezembro de 2007 foi designado para a tripulação principal da Expedição 26/27. Paolo Nespoli é o 315º ser humano e o 3º astronauta italiano a levar a cabo duas missões espaciais orbitais.

Catherine Grace Coleman – Nasceu a 14 de Dezembro de 1960 em Charlestown, Carolina do Sul. Em 1979 terminou o ensino secundário no Liceu W. T. Woodson, Hairfax – Virgínia. Em 1983 formou-se em Química pelo Instituto de Tecnologia do Massachusetts, obtendo o grau de doutoramento em Engenharia e Ciências de Polímeros pela Universidade do Massachusetts em 1991.

Catherine Coleman foi comissionada como Segunda Tenente na Força Aérea dos Estados Unidos em 1983 e iniciou os trabalhos de graduação na Universidade do Massachusetts. A sua pesquisa focou-se na síntese de polímeros utilizando a reacção metátese de olefina1 e a modificação da superfície dos polímeros. Em 1998 Coleman ingressou no serviço activo e foi designada para a Base Aérea de Wright-Patterson. Como investigadora química no Directorado de Materiais do Laboratório Wright, ela sintetizou compostos modelo para aplicações ópticas tais como computadores avançados e armazenamento de dados. Também trabalhou como consultora de análise de superfícies para o programa do satélite LDEF (Long Duration Exposure Facility) lançado na missão STS-

1 Metátese de olefina ou transalquilidenação é uma reacção orgânica que implica redistribuição de fragmentos de alquileno pela cisão de ligações duplas carbono – carbono em olefinas (alcenos).

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41C em 1984 e recuperado na missão STS-32 em 1990. Para além dos seus trabalhos designados, Coleman foi voluntária para o programa de centrifugação do Directorado de Sistemas da Tripulação do Laboratório Aeromédico Armstrong. Estabeleceu vários recordes de duração durante a sua participação nos estudos fisiológicos e de novos equipamentos. Catherin Coleman reformou-se da Forças Aérea em Novembro de 2009

Em Março de 1992 foi seleccionada pela NASA e ingressou no Corpo de Astronautas como candidata em Agosto desse ano. Inicialmente nomeada para o Ramo de Suporte de Missão do Corpo de Astronautas e para a execução de verificações do software de voo no SAIL (Shuttle Avionics Integration

Laboratory), Coleman trabalhou subsequentemente como assistente especial para o Director do Centro Espacial Johnson. Trabalhou também no Ramo de Habitabilidade e de Cargas do Corpo de Astronautas, trabalhando com desenhadores experimentais para garantir que as cargas poderiam ser operadas em ambientes de microgravidade. Como astronauta líder nos assuntos de habitabilidade de longa duração, conduziu o esforço para identificar o segmento russo da ISS em inglês e também enumerou vários temas tais como problemas acústicos e acomodações a bordo da estação espacial internacional.

Trabalhou como CapCom no Controlo de Missão em Houston tanto para o programa do vaivém espacial como para o programa da estação espacial internacional durante vários anos. Representou o Corpo de Astronautas na Equipa de Reparação de Telhas para o Regresso ao Voo após o desastre com o vaivém espacial Columbia. Também trabalhou como Chefe do Departamente de Robótica do Corpo de Astronautas, sendo responsável pela supervisão do treino de robótica e da integração das interfaces da tripulação em novos sistemas robóticos. A primeira missão espacial de Catherine Coleman teve lugar entre 20 de Outubro e 5 de Novembro de 1995. Lançada a bordo do

vaivém espacial Columbia na missão STS-73 / USML-2, a missão teve como objectivo a Ciência dos Materiais, Biotecnologia, Ciência da Combustão, Física dos Fluidos, e numerosas experiências que se encontravam no módulo pressurizado Spacelab. A missão completou 256 órbitas em torno do planeta e teve uma duração de 15 dias 21 horas 52 minutos e 21 segundos. Catherin Coleman foi 332º ser humano e a 209º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com os astronautas Fred Weldon Leslie, Michael Eladio Lopez-Alegria, Kent Vernon Rominger e Albert Sacco Jr.) a levar a cabo uma missão espacial orbital.

A segunda missão espacial de Catherine Coleman teve lugar entre 22 e 27 de Julho de 1999. Lançada a bordo do vaivém espacial Columbia na missão STS-93, a missão teve como objectivo o lançamento do satélite de estudos de raios X, Chandra. A missão teve uma duração de 4 dias 22 horas 50 minutos e 18 segundos. Catherin Coleman foi 221º ser humano (juntamente com o astronauta francês Michel Ange-Charles Tognini) e a 163º astronauta dos Estados Unidos a levar a cabo duas missões espaciais orbitais.

Coleman treinou para missões de longa duração a bordo da ISS, sendo suplente para a tripulação da Expedição 19, Expedição 20 e Expedição 21, sendo também suplente para a Expedição 24/25 como parte do seu treino para a Expedição 26/27.

A missão Soyuz TMA-20 é o terceiro voo espacial de Catherin Coleman que assim se tornou no 177º ser humano e na 135ª astronauta dos Estados Unidos a levar a cabo três missões espaciais orbitais.

Catherin Coleman acumulou um total de 20 dias 16 horas 52 minutos e 39 segundos de experiência em voo espacial

Em Órbita


Em cima: a tripulação suplente da Soyuz TMA-20 – Michael Edward Fossum, Anatoli Alekseyevich Ivanishin e Satoshi Furukawa. Em baixo os elementos da Expedição 26. Imagens: NASA.

Em Órbita


O programa científico da Expedição 25/26 As Expedições 25 e 26 levarão a cabo um programa científico que constará de 504 sessões baseadas em 41 experiências. Destas experiências, 34 já foram começadas em expedições anteriores e sete experiências são novas (Molniya-Gamma, Sprut-2, MW Radiometry, SLS, BIRU, Test e Kulonovskiy Kristall).

Para a implementação deste programa de pesquisa científica é necessário o transporte de 218,58 kg de carga científica, dos quais 2,28 kg foram transportados a bordo da Soyuz TMA-M, 94,18 kg foram transportados a bordo do cargueiro Progress M-08M, 2,70 kg foram transportados pela Soyuz TMA-20 e 119,42 kg serão transportados a bordo do cargueiro Progress M-09M. Os resultados científicos serão trazidos de volta para a Terra pelos veículos tripulados, esperando-se que se obtenha um total de 44,84 kg de resultados (35,78 kg foram trazidos pela Soyuz TMA-19, 9,06 kg serão trazidos pela Soyuz TMA-M).

O programa científico da Expedição 25 / 26 requer um total de 458 horas e 45 minutos do tempo da tripulação russa em órbita. Deste total 96 horas 45 minutos foram dispensados na fase da Expedição 25 (Fyodor Yurchikin – 34h 55m; Aleksander Kaleri – 28h 50 m; Oleg Skripochka – 29h 00m) e 366 horas 00 minutos serão dispensados na fase da Expedição 26 (Aleksander Kaleri – 146h 30m; Oleg Skripochka – 143h 45m; Dmitri Kondratyev – 75h 45m).

Área de Pesquisa Experiências

Ciências da Vida Sonocard, Pilot, Vzaimodeystviye, Tipologia,

Pnevmocard, Sprut-2, Biorisk

Tecnologia Espacial e Ciências dos Materiais

Kristallizator, Plasma Crystal

Biotecnologia espacial Lactolen, Biotrek, Biodegradatsia, Zhenshen-2,

Structura, Konstanta

Detecção remota de recursos terrestres

MW-Radiometry, Rusalka, Seyner, Ekon

Pesquisa Geofísica Relaksatsia, Uragan, Impuls, Vsplesk, Tem’-

Mayak, Molniya-Gamma

Pesquisa Tecnológica Vector-T, Izgib, Identifikatsiya, Veterok, SLS,

Sreda-MKS, Kontur, VIRU, Bar

Pesquisa dos Raios Cósmicos

BTN-Neutron, Matryoshka-R

Programas educacionais e humanitários

Kulonovskiy Kristall, MAI-75

Actividades Comerciais EXPOSE-R

As experiências do programa científico da Expedição 26

• Ciências da Vida

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

Pilot – análise da actividade da tripulação a quando da implementação de modos simulados de sistemas robóticos e análise das estações de trabalho durante a realização da experiência.

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

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

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

Em Órbita


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

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

• Tecnologia Espacial e Ciências dos Materiais

Kristallizator – estudo dos processos físicos da cristalização de proteínas para a produção de mono cristais perfeitos de proteínas em estruturas que possam ser utilizadas em análises estruturais por raios-x; estudo de filmes de biocristais de solução volumétrica em substratos utilizando o efeito epitaxi artificial; desenvolvimento de hardware de nova geração e de novas técnicas para cristalizar uma grande quantidade de proteínas para a aplicação em Biologia, Medicina, Farmacologia e Micro electrónica.

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

• Biotecnologia espacial

Lactolen – determinar os efeitos do voo espacial orbital no crescimento, propriedades genéticas e fisiológicas de uma estirpe produtora de lactolen.

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

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

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

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

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

• Detecção remota dos recursos terrestres

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

Rusalka – teste dos procedimentos para determinar o conteúdo de dióxido de carbono e de metano na atmosfera terrestre para compreender o papel dos processos naturais e da actividade humana na formação de ÑÎ2 e ÑÍ4.

MW-Radiometry – desenvolvimento de métodos de detecção remota terrestre nos comprimentos de onda UHF para determinar a humidade do solo, parâmetros de vegetação e salinidade do mar.

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

• Pesquisa Geofísica

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

Uragan – tem como objectivo o desenvolvimento de um sistema espacial e terrestre para a prevenção de desastres naturais e originados pelo Homem. Experiência realizada em conjunto com a NASA.

Impuls – o propósito desta experiência é o estudo da capacidade de utilização de injectores de plasma como fonte de distúrbio ionosférico e como fonte de baixas frequências electromagnéticas; estudo dos distúrbios do ambiente espacial utilizando fluxos de plasma artificial e os seus efeitos na propagação de ondas de rádio.

Em Órbita


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

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

Ten’-Mayak – estudo das emissões de raios gama atmosféricas e condições de radiação óptica nas condições de tempestades electromagnéticas e verificação excepcional da natureza das descargas atmosféricas.

• Pesquisa Tecnológica

Vektor-T – testes do desenvolvimento de procedimentos para a previsão do movimento da ISS, sistemas de orientação e controlo de navegação.

Izgib – determinação do ambiente gravítico na ISS.

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

Veterok – verificação da operacionalidade integral dos instrumentos e a eficiência de novas tecnologias para optimização dos parâmetros atmosféricos em condições de voo orbital.

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

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

Kontur – desenvolvimento de métodos de controlo do braço robot utilizando a Internet tendo em conta os atrasos temporais para estudar as capacidades de controlo de objectos remotos.

VIRU – aumento da eficiência do treino e realização de experiências espaciais através de operadores utilizando manuais interactivos tridimensionais a bordo da ISS; desenvolvimento de conceitos metódicos para criar manuais virtuais e utilizá-los a bordo do segmento russo da ISS, que proporcionem à tripulação o treino e redução de erros a quando da realização de experiências espaciais na ISS.

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

• Pesquisa dos Raios cósmicos

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

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

• Projectos educacionais e humanitários

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

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

Em Órbita


• Actividades Comerciais

EXPOSE-R – investigação eczobiológica dos efeitos do ambiente espacial (radiação ultravioleta, vácuo e meio ionizante) em amostras orgânicas e biológicas simples.

O voo da Soyuz TMA-20

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Como o tempo da tripulação, quer seja antes, durante ou depois do voo, é um bem muito precioso, cada detalhe de uma dada sessão de treino para uma dada experiência deve ser planeado, praticado e coordenado com muita precisão. Frequentemente o cientista ou o

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investigador principal para uma determinada experiência, instrui os membros da tripulação na forma de como operar a sua experiência. As sessões auxiliadas por computador (CBT – Computer Based Training) são também desenvolvidas por especialistas para proporcionar sessões de treino no solo e em órbita. Estas sessões podem ser utilizadas pela tripulação para treino de proficiência, para manter as suas aptidões e conhecimentos sobre uma experiência específica ou para treino inicial.

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

Um treino internacional

O treino dos membros da expedições permanentes na ISS decorre em várias partes do planeta, nomeadamente no Centro Espacial Johnson, Houston – Texas, no Centro Espacial Kennedy, Florida, na Sede da Agência Espacial do Canadá, Saint-Hubert – Quebec, no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri A. Gagarin, Cidade das Estrelas – Moscovo, e no Cosmódromo GIK-5 Baikonur, Tyura Tan – Cazaquistão.

O Centro Espacial Johnson é a base dos astronautas da NASA e uma casa longe de casa para os astronautas e cosmonautas visitantes, e membros das expedições permanentes de outros países. Sendo o principal local de treino para as tripulações, o centro espacial possui equipas de instrutores profissionais, instalações de treino, salas com ambientes de simulação integrada e laboratórios para auxiliar os astronautas e cosmonautas a se prepararem para a sua missão.

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

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

O Centro de Treino de Cosmonautas Yuri A. Gagarin (imagem ao lado), está situado nos arredores de Moscovo na chamada Cidade das Estrelas (Звездный) – Zvyozdny Gorodok. Este é o principal local de treino para os cosmonautas russos contendo instrutores profissionais, salas de aula, simuladores e modelo em escala real dos elementos tripulados em órbita. Os cosmonautas recebem todo o ensinamento necessário para conhecerem a fundo os módulos que compõe a secção russa da ISS. O centro de treino contém

também o denominado Hydrolab que oferece um ambiente realista para o treino das actividades extraveículares levadas a cabo a partir do módulo Pirs e utilizando fatos extraveículares Orlan-DM.

O Cosmódromo GIK-5 Baikonur é utilizado para lançamentos orbitais desde o alvorecer da Era Espacial. O complexo é composto por dezenas de plataformas, rampas e silos subterrâneos de lançamento, contendo também estações de rastreio e controlo. Os membros das expedições permanentes e das tripulações táxi realizam simulações a bordo de modelos 7K-STMA.

Treino específico para as actividades extraveículares

Uma parte muito especial do treino das tripulações da ISS, é o treino para as actividades extraveículares. A primeira fase deste treino passa por ensinar aos astronautas e cosmonautas como envergar os diferentes tipos de fatos espaciais extraveículares. Estes fatos proporcionam o ar que o

astronauta necessita enquanto realiza os seus trabalhos no exterior da estação, mantendo também o corpo do astronauta numa temperatura confortável apesar de estarem temperaturas extremamente quentes ou extremamente frias no exterior.

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Como o fato espacial é muito grande, os membros da tripulação tiveram de praticar como movimentar-se enquanto o envergam e aprenderam como utilizar as diversas ferramentas com as volumosas luvas nas mãos. Tanto os astronautas como os cosmonautas praticam as saídas para o espaço no interior de grandes piscinas, treinando sete horas debaixo de água por cada hora que passam no espaço exterior.

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

Um astronauta que se encontra submerso no NBL, encontra muitas semelhanças ao estado de imponderabilidade no exterior de um veículo em órbita, porém não é o mesmo que se encontrar a flutuar no espaço. Um astronauta não se encontra em imponderabilidade, encontrando-se num estado de flutuação neutral2. No NBL são colocados pesos ou flutuadores junto do fato espacial de forma a fazer do astronauta um flutuador neutral, o que o faz sentir como se estivesse no espaço flutuando sem gravidade.

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

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

Os três membros da tripulação principal e da tripulação suplente da Soyuz TMA-20 seguiram o regime normal de treinos e de preparação para a sua permanência a bordo da estação espacial internacional com visitas frequentes ao Centro Espacial Johnson (Houston – Texas) e ao Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin (Moscovo).

Preparativos finais para o lançamento

O foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-034) que seria utilizado para lançar a Soyuz TMA-20 chegava à estação de caminhos-de-ferro de Tyura Tam no dia 24 de Julho de 2010. Após passar pelos normais procedimentos alfandegários, os diversos componentes do lançador foram transferidos para a rede de caminhos-de-ferro do cosmódromo e transportados para o edifício de integração e montagem MIK da Área 112.

O veículo 11F732 que seria inicialmente utilizado na missão Soyuz TMA-20 chegou ao Cosmódromo de Baikonur no dia 3 de Outubro de 2010. Após os usuais procedimentos alfandegários, o comboio foi transferido para a rede de caminhos-de-ferro do cosmódromo e transportado para o edifício de processamento, montagem e teste MIK da Área 254. Quando o veículo foi removido do seu contentor de transporte, os especialistas da Corporação RKK Energia Sergey Korolev detectaram zonas que haviam sido danificadas durante o transporte para o cosmódromo. A certa altura um dos cabos de fixação ter-se-á rompido permitindo que a cápsula embatesse nas paredes do contentor durante a viagem. Em resultado, o escudo térmico ter-se-á deslocado mais de 1,5 mm. Em resultado das investigações levadas a cabo ao acidente, foi decidido proceder-se à remoção do módulo de descida e substitui-lo pelo módulo de descida que seria utilizado na missão Soyuz TMA-21. O novo módulo chegava a Baikonur no dia 13 de Outubro. Este acidente acabou por não ter efeitos significativos na data de lançamento de Dezembro de 2010 e os trabalhos de substituição do módulo de descida foram levados a cabo em Baikonur.

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

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De facto, não foi a primeira vez que uma cápsula Soyuz voou com um módulo de descida que era destinado a outro veículo. A Soyuz T-15 (11F732 n.º 21L) reutilizou o módulo de descida da Soyuz T-10 (11F732 n.º 16L) que esteve envolvido no lançamento abortado em 1983. A Soyuz TMA-10 tinha a designação 11F732 n.º 61A mas inicialmente era designada 11F732 n.º 59, porém o seu painel de instrumentação teve de ser substituído devido a problemas técnicos. Da mesma fora, a Zond L-1 n.º 13L utilizou o módulo de descida do veículo 7L.

Estas imagens mostram os trabalhos de substituição do módulo de descida da Soyuz TMA-20. Estes trabalhos foram levados a cabo em Baikonur. Imagens: RKK Energia.

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No dia 19 de Outubro foram levados a cabo os testes para verificar a inexistência de fugas no sistema de acoplagem e no dia 20 de Outubro foram iniciados os testes de todo o veículo na câmara de vácuo 17T523M.

O lançamento que estava inicialmente previsto para ter lugar a 13 de Dezembro, era oficialmente adiado para o dia 15 de Dezembro a 22 de Outubro. Os testes no interior da câmara de vácuo terminavam a 23 de Outubro, obtendo-se bons resultados sem a detecção de qualquer fuga. No dia 27 de Outubro iniciavam-se os testes eléctricos dos sistemas da Soyuz TMA-20 e o processamento do foguetão lançador 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-034) tinha início a 28 de Outubro. Nesta fase os diferentes componentes do foguetão estavam ainda colocados em plataforma de teste nas quais seriam levados a cabo os testes pneumáticos. A 3 de Novembro os estágios inferiores do foguetão lançador já se encontravam acoplados. O veículo era então colocado em armazenamento até à chegada do estágio Blok-I com a Soyuz TMA-20.

A 12 de Novembro eram finalizados os testes dos sistemas da Soyuz TMA-20 que haviam sido iniciados a 3 de Novembro, seguindo-se os testes integrados que verificaram o funcionamento em conjunto de todos os sistemas da cápsula espacial. A 23 de Novembro eram iniciados os testes autónomos dos sistemas do veículo, sendo também levados a cabo os testes do sistema Kurs no interior da câmara acústica.

Nos dias 24 e 25 de Novembro tiveram lugar no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, os exames das duas tripulações da Soyuz TMA-20 que verificaram a preparação dos seus elementos para a missão. No dia 24 os exames da tripulação principal decorreram no simulador da ISS enquanto que os exames da tripulação suplente decorreram no simulador da Soyuz TMA-20. As duas tripulações trocaram de lugar no dia 25.

O exame relacionado com os sistemas da ISS inclui vários procedimentos de contingência tais como a falha no sistema de fornecimento de oxigénio da ISS, falha do sistema de limpeza da atmosfera da ISS e uma simulação de um incêndio na secção russa

Colocação e remoção da Soyuz TMA-20 da câmara de vácuo 17T523M em Baikonur. Imagens: RKK Energia.

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da estação espacial. A tripulação também teve de reparar o sistema de WC e o sistema de comunicações da ISS. Por outro, o exame relacionado com os sistemas da Soyuz TMA incluiu falhas no computador central do veículo, despressurização do módulo de descida, falha do sistema de orientação e navegação, etc. As duas tripulações foram aprovadas nos exames que levaram a cabo. A tripulação principal obteve um resultado de 4,8 (num total de 5).

Entretanto, prosseguiam os testes com a Soyuz TMA-20. A 25 de Novembro eram finalizados os testes na câmara acústica e o veículo era colocado numa plataforma de teste para verificações.

No dia 26 de Novembro tinha lugar a reunião dos dirigentes da Roscosmos e de outras agências nas quais se procedeu à análise dos resultados dos exames levados a cabo pelas duas tripulações. No final desta reunião foi dada autorização para que Dmitri Kondratiev, Catherin Coleman e Paolo Nespoli prosseguissem o treino tendo objectivo o lançamento a 15 de Dezembro de 2010.

Os especialistas do Centro Espacial Yuzhny, uma subsidiária da empresa TSENI, iniciaram os preparativos do Complexo de Lançamento 17P32-5 ‘Gagarinskiy Start’ a 29 de Novembro. Os especialistas prepararam o sistema de abastecimento da Zona 31 para o abastecimento da Soyuz TMA-20. Neste mesmo dia teve lugar uma nova reunião da Roscosmos para discutir os preparativos para o lançamento. Nesta reunião foram analisados os treinos das tripulações, os preparativos da Soyuz TMA-20 e do foguetão lançador, bem como das infra-estruturas de lançamento, sistema de busca e salvamento, ISS, etc. Após vários relatórios feitos pelos especialistas da industria espacial, do Departamento de Aeronavegação Federal, da Agência Federal Biomédica, e das Forças Espaciais, o painel aprovou a data de lançamento de 15 de Dezembro de 2010 tendo também aprovado a constituição final das duas tripulações, nomeadamente a tripulação principal seria composta por Dmitri Yuriyevich Kondratiev (Comandante), Paolo Angelo Nespoli (Engenheiro de Voo n.º 1) e Catherine Grace Coleman (Engenheiro de Voo n.º 2), enquanto que a tripulação suplente seria composta por Anatoli Alekseyevich Ivanishin (Comandante), Satoshi Furukawa (Engenheiro de Voo n.º 1) e por Michael Edward Fossum (Engenheiro de Voo n.º 2).

Nesta reunião ficou também decidido quais seriam os objectivos principais da missão.

A 1 de Dezembro os membros da tripulação da Soyuz TMA-20 prestaram homenagem aos heróis do programa espacial russo e soviético ao depositarem flores nos túmulos de Sergei Korolev, Yuri Gagarin, Vladimir Komarov, Georgi Dobrovolsky, Vladislav Volkov e Viktor Patsaev no muro do Kremlin. Neste mesmo dia teve lugar a tradicional Festa do Chá com o Presidente da Roscosmos, Anatoly Perminov, que teve lugar na sede da agência espacial russa. No final desta cerimonio os cosmonautas e astronautas receberam os presentes tradicionais nos quais estavam incluídos relógios Fortis.

Entretanto em Baikonur a Soyuz TMA-20 era preparada para receber os membros da tripulação na qual iriam levar a cabo testes de acomodação com o veículo. As duas tripulações chegavam a Baikonur no dia 3 de Dezembro viajando em aviões separados. Os testes de acomodação eram realizados a 4 de Dezembro com os elementos da

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tripulação a envergarem os seus fatos pressurizados Sokol-KV2 e a tomarem contacto com a documentação que seria utilizada na missão. Neste mesmo dia teve lugar uma reunião da Comissão Técnica que tomou a decisão de proceder com o abastecimento da Soyuz TMA-20 com os propolentes e gases de pressurização necessários para as suas manobras orbitais.

O abastecimento da Soyuz TMA-20 teve lugar nos dias 5 e 6 de Dezembro. Após estes procedimentos, a cápsula foi transportada de volta para as instalações de integração e montagem MIK da Área 251 onde foram iniciadas as operações de processamento finais antes do seu transporte para o edifício de integração e montagem do foguetão lançador (MIK 112).

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A 7 de Dezembro a cápsula era acoplada com o compartimento de transferência que faz a ligação física com o terceiro estágio do foguetão lançador 11A511FG Soyuz-FG.

Os desenhadores e engenheiros da Corporação S.P. Korolev RSC Energia procederam à inspecção do veículo no dia 9 e de seguida foi autorizada a colocação da cápsula no interior da ogiva de protecção do foguetão lançador.

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A 11 de Dezembro as duas tripulações da Soyuz TMA-20 fizeram uma inspecção ao veículo na sua configuração de lançamento, tendo também tomado conhecimento com o equipamento que seria transportado para a ISS. Após estas actividades o módulo orbital contendo a cápsula 11F732 n.º 230 foi transportado desde o edifício de processamento e montagem para as instalações de integração e montagem do foguetão lançador. Este dia foi também dedicado á imprensa com os cosmonautas e astronauta a levarem a cabo muitas tradições do programa espacial russo. Os jornalistas tiveram a oportunidade de manhã de conversarem com a tripulação durante uma conferência de imprensa. Ainda na manhã a tripulação levou a cabo uma simulação de uma acoplagem com a estação espacial internacional, levou a cabo sessões de exercício físico e treino no simulador de gravidade zero, além de jogarem bilhar e ténis de mesa. Pela tarde foi cumprida a tradição do plantar de uma árvore por cada tripulantes, uma tradição iniciada em 1961 por Yuri Gagarin.

No dia 12 de Dezembro procedeu-se á acoplagem do módulo orbital com os estágios inferiores do foguetão lançador. Neste dia teve também lugar uma reunião da Comissão Técnica que após analisar os preparativos para o lançamento, deu luz verde para o transporte do foguetão para a plataforma de lançamento.

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O foguetão lançador 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-034) contendo a cápsula 11F732 n.º 230 foi transportado para a Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 (17P32-5), também designada ‘Gagarinskiy Start’, a 13 de Dezembro. O transporte do lançador é levado a cabo na horizontal sobre um vagão de caminho de ferro especialmente equipado com um sistema pneumático que segura o foguetão e o coloca na posição vertical sobre o fosso das chamas na plataforma de lançamento. Após ser colocado na plataforma PU-5 deu-se início ao primeiro dia de actividades de preparação para o lançamento.

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No dia 14 de Dezembro é levada a cabo uma reunião da Comissão Governamental que aprova em definitivo a constituição da tripulação principal e da tripulação suplente da Soyuz TMA-20, tomando também a decisão de se prosseguir com os preparativos para o lançamento do foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG.

Pelas 1100UTC do dia 15 de Dezembro tinha início a contagem decrescente final, iniciando-se a verificação dos sistemas do foguetão lançador e da Soyuz TMA. As baterias são instaladas do no foguetão pelas 1310UTC e a aprovação para o lançamento é dada pela Comissão Estatal às 1340UTC. A tripulação chegava ao edifício da Área 254 pelas 1355UTC vindo do Hotel Cosmonauta onde esteve albergada nos dias anteriores ao lançamento. Os três membros da tripulação começam a envergar os seus fatos espaciais pressurizados pelas 1450UT ao mesmo tempo que os especialistas analisam os sistemas de abastecimento do lançador e que é dada a autorização para o seu abastecimento que se inicia pelas 1510UTC.

Após envergar os fatos pressurizados Sokol-KV2, a tripulação apresenta-se perante as delegações das diferentes agências espaciais e perante a Comissão Governamental pelas 1630UTC, afirmando a sua prontidão para levar a cabo o programa de voo estipulado. Minutos depois já se encontrava num autocarro a caminho da plataforma de lançamento. O abastecimento do oxidante no foguetão lançador termina às 1710UTC e os vagões de transporte são removidos da plataforma de lançamento.

A tripulação chega à plataforma de lançamento pelas 1730UTC e dez minutos mais tarde ingressa na cápsula espacial. Após se instalarem nos respectivos assentos personalizados e de procederem às verificações iniciais, a escotilha de acesso ao interior do veículo é fechada às 1709UTC.

As verificações finais dos sistemas do módulo de descida da Soyuz TMA-20 iniciam-se às 1724UTC. Nesta mesma altura é iniciado o fluxo de ar para os fatos pressurizados dos tripulantes, além de se proceder à pressurização do veículo e de se proceder à verificação final dos sistemas do foguetão lançador. Pelas 1740UTC, é verificada a pressão da escotilha entre o módulo de descida e o módulo orbital, com a tripulação a conectar o sistema de comunicações. A activação dos giroscópios do sistema de orientação inercial tem lugar às 1809UTC sendo também nesta altura iniciada a evacuação da plataforma de lançamento PU-5.

O programa de voo é introduzido nos computadores de bordo a T-45m nas mesma altura em que as estruturas de serviços da Plataforma de Lançamento PU-5 são separadas e colocadas em posição de lançamento com o teste dos sistemas do módulo de regresso a serem finalizados logo de seguida (1830UTC) ao mesmo tempo que se testam os fatos pressurizados em busca de fugas. O sistema de emergência do lançador 11A511U-FG Soyuz-FG é armado às 1840UTC e a unidade de fornecimento de energia para o lançador é activada. Finalizados os testes de fugas aos fatos pressurizados dos três cosmonautas (1854UTC), a instrumentação

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individual de emergência da tripulação é colocada em modo automático e é finalizada a evacuação da plataforma de lançamento. De seguida, pelas 1859UTC, as plataformas giroscópicas são libertadas ao mesmo tempo que os gravadores da tripulação são activados.

Com as operações de pré-lançamento completas segue-se o programa automático para as operações finais de lançamento que se inicia às 1903:10UTC. Nesta altura, a chave de lançamento é entregue do Director de Lançamento. Todos os sistemas são declarados prontos para o lançamento às 1903:55UTC. Pelas 1904UTC dá-se a activação dos sistemas de telemetria de bordo e do solo, com os sistemas de bordo a serem transferidos para controlo interno. Os sistemas de controlo do Comandante da Soyuz TMA-20 são também activados nesta fase e os três homens começam a consumir o ar proveniente dos fatos pressurizados ao encerrar as viseiras dos seus capacetes. A chave para o lançamento é inserida no bunker de controlo.

A T-3m 15s (1906:10UTC) as câmaras de combustão dos motores do primeiro e do segundo estágio são purgadas com nitrogénio. O braço de fornecimento de energia ao terceiro estágio é separado a T-2m 40s (1906:45UTC) e cinco segundos depois dá-se início à pressurização dos tanques de propolente do foguetão lançador. As válvulas de drenagem e de segurança dos tanques do lançador são encerradas a T-2m 15s (1907:10UTC) ao mesmo tempo que se finaliza o abastecimento a partir do solo de

oxigénio líquido e de nitrogénio. A T-1m (1909UTC) o sistema de lançamento começa a utilizar as suas próprias fontes de energia, com o sequenciador automático a ser activado e dando-se a separação do primeiro braço umbilical do foguetão lançador. O braço umbilical de fornecimento de energia é desligado a T-40s (1908:45UTC) e a T-20s (1909:05UTC) é iniciado o controlo de auto sequenciamento. Nesta altura dá-se a ignição dos motores do primeiro e do segundo estágio até se atingir um nível de força média. A segunda torre umbilical separa-se a T-15s (190910UTC) e as turbo-bombas dos motores atingem a velocidade de voo a T-10s (190915UTC).

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Os motores do primeiro estágio atingem a potência máxima a T-5s (190920UTC) e a torre de combustível é removida a T-0s altura em que o lançador abandona a plataforma de lançamento às 1909:24,693UTC.

A separação do sistema de emergência da cápsula deu-se às 1911:18,07UTC seguindo-se a separação do primeiro estágio às 1911:22,49UTC. O impacto no solo do sistema de emergência tiver lugar na Área n.º 16 localizada no Distrito de Karaganda, Cazaquistão. O sistema de emergência tem uma massa de 1.935 kg. O impacto no solo terá ocorrido a 47º 18’ N – 67º 14’ E. O impacto no solo dos propulsores que constituíram o primeiro estágio tive lugar na Área n.º 49 localizada no Distrito de Karaganda, Cazaquistão. O impacto no solo terá ocorrido a 47º 22’ N – 67º 28’ E.

A separação da ogiva de protecção da 11F732 n.º 230 teve lugar às 1912:02,17UTC e acabou por cair na Área n.º 69 localizada no Distrito de Karaganda (48º 01’ N – 69º 33’ E). Terminada a queima do segundo estágio às 1914:11,99UTC, este separa-se e acaba por impactar nas Áreas n.º 306 (50º 52’ N – 83º 00’ E) e 307 (50º 54’ N – 83º 16’ E) localizada no Distrito de Altai, República de Altai (Rússia) – Distrito de Cazaquistão Este (Cazaquistão). Após a separação do segundo estágio, deu-se às 1914:21,74UTC a separação da estrutura que faz a ligação física entre o segundo e o terceiro estágio. Esta secção de ligação acabou por impactar na Área n.º 309 (50º 56’ N – 83º 35’ E) localizada no Distrito de Altai, República de Altai (Rússia) – Distrito de Cazaquistão Este (Cazaquistão). O final da queima do estágio Block-I ocorre às 1918:09,65UTC e a separação entre a 11F732 n.º 230 e o Block-I teve lugar às 1918:12,95UTC. Após a entrada em órbita o veículo 11F732 n.º 230 recebeu oficialmente a designação Soyuz TMA-20.

A Soyuz TMA-20 ficou colocada numa órbita inicial com um apogeu a 242 km de altitude, um perigeu a 200 km de altitude, uma inclinação orbital de 51,67º em relação ao equador terrestre e um período orbital de 88,64 minutos. Agora em órbita terrestre, a Soyuz TMA-20 inicia uma perseguição de dois dias á ISS. Ao

longo destes dias são levadas a cabo algumas manobras orbitais que alteram os parâmetros da órbita do veículo tripulado. Após entrar em órbita terrestre os tripulantes executam várias tarefas para preparar o veículo para o voo orbital. Estas tarefas iniciam-se com a abertura automática dos painéis solares e das antenas de comunicações. De seguida procede-se com a pressurização dos tanques de propolente, com o enchimento dos distribuidores e a sonda de acoplagem é colocada em posição. Os cosmonautas

podem agora ter acesso ao módulo orbital da Soyuz TMA-20 mas primeiro verificam que não existe qualquer fuga de ar entre esse módulo e o módulo de regresso onde se encontram. Entretanto, são também levados a cabo outros testes automáticos tal como acontece com o auto-teste do sistema de encontro e acoplagem KURS. Os sensores angulares BDUS são também testados e a cápsula é colocada na atitude apropriada em órbita ao mesmo tempo que é colocada numa lenta rotação sobre o seu eixo longitudinal para evitar o aquecimento excessivo de um doa

seus lados (após ser testado o sistema de controlo rotacional manual).

Em Órbita


Após se verificar que não existem fugas entre o módulo orbital e o módulo de descida, a tripulação pôde então entrar no módulo orbital e despir os seus fatos pressurizados. Em antecipação das duas primeiras manobras orbitais, a Soyuz TMA-20 recebe então os dados relativos às queimas que o seu motor terá de efectuar. Entretanto, a tripulação activa o sistema de purificação de ar SOA no interior do módulo orbital ao mesmo tempo que desactiva esse sistema no módulo de descida.

A primeira manobra orbital teve lugar às 2257:02UTC durante a 3ª órbita. O motor da cápsula foi activado durante 14,4 s alterando a velocidade em 5,32 m/s. Após esta manobra a Soyuz TMA-20 ficou colocada numa órbita com um apogeu a 242,0 km de altitude, um perigeu a 216,4 km de altitude, uma inclinação orbital de 51,63º em relação ao equador terrestre e um período orbital de 88,81 minutos. A segunda manobra orbital teve lugar na 4ª órbita às 2336:50UTC com o motor a ser activado durante 35,9 s e alterando a velocidade em 14,13 m/s. Após esta manobra a Soyuz TMA-20 ficou colocada numa órbita com um apogeu a 287,3 km de altitude, um perigeu a 217,1 km de altitude, uma inclinação orbital de 51,64º em relação ao equador terrestre e um período orbital de 89,29 minutos. De notar que antes da execução destas manobras a Soyuz TMA-20 deixa de efectuar rotações sobre o seu eixo longitudinal, sendo colocada de novo nesta situação após a segunda manobra orbital.

A tripulação iniciou o seu período de descanso às 0253UTC e foi despertada às 1136UTC. Após o pequeno-almoço prepararam a estação de trabalho do módulo orbital e receberam os dados necessários para executarem a terceira manobra orbital. De seguida testaram os comandos manuais de rotação e translação RUO-2 e RUD-2 (necessários para estabelecer a atitude correcta do veículo para a manobra orbital). A terceira manobra orbital teve lugar na 17ª órbita às 1948:32UTC do dia 16 de Dezembro com o motor a ser activado durante 6,2 s e alterando a velocidade em 2,00 m/s. Após esta manobra a cápsula ficou colocada numa órbita com um apogeu a 286,3 km de altitude, um perigeu a 223,1 km de altitude, uma inclinação orbital de 51,63º em relação ao equador terrestre e um período orbital de 89,34 minutos.

Ainda no segundo dia de voo a tripulação procedeu à troca dos filtros de LiOH para a remoção do dióxido de carbono no módulo orbital (2049UTC) e iniciaram um novo período de

descanso às 0145UTC do dia 17 de Dezembro. A tripulação foi acordada às 1126UTC e após o pequeno-almoço procederam aos preparativos para a quarta manobra orbital. O sistema de encontro e acoplagem KURS começou a ser preparado com a activação do sistema de aquecimento do KURS-A. Os dados necessários para o encontro e acoplagem automática com a ISS foram enviados para a Soyuz TMA-20 e a tripulação envergou novamente os seus fatos pressurizados, ocupando os seus lugares no módulo de descida. Após realizada uma nova manobra orbital, iniciou-se o encontro e a acoplagem automática com o módulo Rassvet (MRM-1). A acoplagem teve lugar às 2012UTC.

Após se verificar uma boa ligação entre os dois veículos e se proceder à análise da inexistência de fugas, os três novos ocupantes ingressaram na ISS e receberam as primeiras informações sobre a segurança a bordo, iniciando assim uma permanência em órbita de quase seis meses.

Em Órbita


Em Órbita


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

Veículo 7K-STMA Soyuz-TMA (11F732) A Soyuz TMA surge como uma versão melhorada da Soyuz TM de forma a permitir a sua utilização por tripulantes mais altos. As modificações básicas introduzidas no modelo TM tiveram como base os parâmetros antropométricos (T – транспортный – Transportnyi – Transporte, M – модифицированный – Modifitsirovannyi – Modificado, A – антропометрический, – Antropometricheskii - Antropomórfico) dos astronautas americanos, além de aumentar o nível de protecção da tripulação durante o regresso à Terra ao diminuir a velocidade de aterragem e melhorando o sistema de absorção de impacto nas cadeiras dos ocupantes do veículo.

Desenvolvida ao abrigo dos acordos intergovernamentais entre a Rússia e os Estados Unidos no âmbito do programa da ISS, o objectivo principal deste veículo é o de proporcionar um meio de salvamento à tripulação residente da ISS e o de permitir a visita temporária de outras tripulações. Em voo o veículo tem as seguintes tarefas:

Permitir a visita à ISS de uma tripulação de até três pessoas e pequenas cargas (equipamento de pesquisa, objectos pessoais dos tripulantes, equipamento para a estação orbital, etc.);

O veículo deve permanecer num estado de prontidão que permita uma descida de emergência à tripulação da estação orbital em caso de situação de perigo em órbita, doença de algum dos ocupantes, etc. (função de regresso assegurado do veículo);

Regresso da tripulação em visita à estação (a composição da tripulação no regresso pode ser alterada conforma a situação a bordo da estação espacial);

Regresso de carga útil juntamente com a tripulação (cargas de baixo peso e volume que pode ser o resultado das pesquisas levadas a cargo a bordo da estação durante a permanência da tripulação de visita à estação);

Eliminação de lixo e outros detritos que são colocados no Módulo Orbital e que são destruídos durante a reentrada atmosférica.

A Soyuz TMA pode transportar até três tripulantes tendo uma vida útil em órbita de 200 dias, podendo no entanto permanecer 14 dias em voo autónomo. Tendo um peso de total de 7.220kg (podendo transportar 900 kg de combustível), o seu comprimento total é de 6,98 metros, o seu diâmetro máximo é de 2,72 metros e o seu volume habitável total é de 9,0 m3. Pode transportar um máximo de 100 kg de carga no lançamento e 50 kg no regresso à Terra. A velocidade máxima que pode atingir no regresso à Terra com a utilização do pára-quedas principal é de 2,6 m/s, sendo a sua velocidade normal de 1,4 m/s, porém com o pára-quedas de reserva a sua velocidade máxima é de 4,0 m/s e a velocidade normal será de 2,4 m/s3. Tal como o seu antecessor, o veículo Soyuz TMA é composto por três módulos: o Módulo Orbital, o Módulo de Reentrada e o Módulo de Propulsão e Serviço.

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

Em Órbita


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

Módulo de Reentrada (Spuskaemiy Apparat) – Podendo transportar até 3 tripulantes, tem um peso de 2.835 kg, um comprimento de 2,20 metros, um diâmetro de 2,20 metros e um volume habitável de 4,0 m3. Possui 6 motores de controlo com uma força de 10 kgf que utilizam N2O4 e UDMH como propolentes. O Módulo de Descida permite aos seus tripulantes o uso dos seus fatos espaciais pressurizados durante as fases de lançamento e reentrada atmosférica, estando também equipado com o sistema de controlo do veículo, pára-quedas, janelas e sistema de comunicações. A aterragem é suavidade utilizando um conjunto de foguetões que diminui a velocidade de descida alguns segundos antes do impacto no solo.

Em Órbita


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

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

Em Órbita


Porém, na realidade, a verificaram-se mais modificações entre as cápsulas Soyuz-114 e Soyuz-12 do que as registadas entre a versão TM e a versão TMA da Soyuz. Assim, a Soyuz TMA pode ser encarada como uma modificação menor da Soyuz TM.

4 Recorde-se que foi a bordo da Soyuz-11 / 7K-OKS n.º 32 (05283 1971-053A) que faleceram os cosmonautas Georgi Timofeyevich Dobrovolski, Vladislav Nikolaievich Volkov e Viktor Ivanovich Patsayev, quando regressavam a 29 de Junho de 1971, de uma estadia recorde a bordo da estação espacial Salyut-1.

Em Órbita


Em Órbita


Soyuz TMA

11Ф732А17 Tripulação Data Hora (UTC) Desig.

Internacional 11A511U-FG

TMA-1 211 Sergey Viktorovich Zalotin

Frank De Winne Yuri Valentinovh Lonchakov

20-Out-02 03:11:10.857 27552

2002-050A Э15000-004

TMA-2 212 Yuri Ivanovich Malenchenko

Edward Tsang Lu 26-Abr-03 03:53:52.087

27781 2003-016A

Э15000-006?

TMA-3 213 Alexander Yurievich Kaleri Pedro Francisco Duque Colim Michael Foale

18-Out-03 05:38:03.087 28052

2003-047A Д15000-007?

TMA-4 214 Gennadi Ivanovich Padalka

André Kuipers Edward Michael Foale

19-Abr-04 03:19:00.080 28228

2004-013A Ж15000-009

TMA-5 215 Salizhan Shakirovich Sharipov

Leroy Chiao Yuri Georgievich Shargin

14-Out-04 03:06:27.898 28444

2004-040A Ж15000-012

TMA-6 216 Sergei Konstantinovich Krikalyov

Roberto Vittori John Lynch Phillips

15-Abr-05 00:46:25.147 28640

2005-013A Ж15000-014

TMA-7 217 Valeri Ivanovich Tokarev

William Surles McArthur, Jr. Gregory Hammond Olsen

1-Out-05 03:54:53.094 28877

2005-039A П15000-017

TMA-8 218 Pavel Vladimirovich Vinogradov

Jeffrey ells Williams Marcos César Pontes

30-Mar-06 02:30:20.076 28996

2006-009A П15000-018

TMA-9 219 Mikhail Vladislavovich Tyurin Michael Eládio Lopez-Alegria

Anousheh Ansari 18-Set-06 04:08:42.133

29400 2006-040A

Ц15000-023

TMA-10 220 Oleg Valeriyevich Kotov

Fyodor ikolayevich Yurchikhin Charles Simonyi

7-Abr-07 17:31:14.194 31100

2007-008A Ц15000-019

TMA-11 221 Yuri Ivanovich Malenchenko

Peggy Annette Whitson Sheikh Muszaphar Shukor

10-Out-07 13:22:38.927 32256 / 2007-

045A Ц15000-020

TMA-12 222 Sergei Aleksandrovich Volkov Oleg Dmitrievich Kononenko

Soyeon Yi 8-Abr-08 11:16:38.922

32756 / 2008-015A

Ш15000-024

TMA-13 223 Yuri Valentinovh Lonchakov

Edward Michael Fincke Richard Allen Garriott

12-Out-08 07:01:33.243 33399 / 2008-

050A Ш15000-026

TMA-14 224 Gennadi Ivanovich Padalka

Michael Reed Barratt Charles Simonyi

26-Mar-09 12:49:18.120 34669 / 2009-

015A Ю15000-027

TMA-15 225 Roman Yuriyevich Romanenko

Frank De Winne Robert Brent Thirsk

27-Mai-09 10:34:53.043 35010 / 2009-

030A Ю15000-030

TMA-16 226 Maksim Viktorovich Surayev

Jeffrey ells Williams Guy Laliberté

30-Set-09 07:14:44.923 35940 / 2009-

053A Б15000-029

TMA-17 227 Oleg Valeriyevich Kotov

Soichi oguchi Tomothy John Creamer

20-Dez-09 21:52:00.061 36129 / 2009-

074A Б15000-031

TMA-18 228 Aleksandr Aleksandrovich Skvortsov

Mikhail Borisovich Korniyenko Tracy Ellen Caldwell-Dyson

2-Abr-10 04:04:33.061 36505 / 2010-

011A Ю15000-028

TMA-19 229 Fyodor ikolayevich Yurchikhin

Shannon Baker Walker Douglas Harry Wheelock

15-Jun-10 21:35:18.732 36603 / 2010-

029A Б15000-032

TMA-01M 701 Aleksandr Yuriyevich Kaleri Oleg Ivanovich Skripochka

Scott Joseph Kelly, 7-Out-10 23:10:54.810

37183 / 2010-052A

Б15000-035

TMA-20 230 Dmitri Yuriyevich Kondratiev

Paolo Angelo espoli Catherine Grace Coleman

15-Dez-10 19:09:24.693 37254 / 2010-

067A Б15000-034

Em Órbita


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

É um veículo de três estágios no qual o primeiro consiste em quatro propulsores laterais a combustível líquido que auxiliam o veículo nos minutos iniciais do voo. O Block A constitui o corpo principal do lançador e está equipado com um motor RD-

108A. Tendo um peso bruto de 99.500 kg, este estágio pesa 6.550 kg sem combustível e é capaz de desenvolver 990,18 kN no vácuo (792,48 ao nível do mar). Tem um Ies de 311 s (Ies-nm de 245 s) e um Tq de 280 s. Como propolentes usa o LOX e o querosene. O Block A tem um comprimento de 27,1 metros e um diâmetro de 2,95 metros.

Em torno do Blok A estão colocados quatro propulsores designados Blok B, V, G e D. Cada propulsor tem um peso bruto de 43.400 kg, pesando 3.810 kg sem combustível. Têm um diâmetro de 2,68 metros e um comprimento 19,6 metros, desenvolvendo 838,5 kN no vácuo (1.021,3 kN ao nível do mar), tendo um Ies de 310 s e um tempo de queima de 118 s. Cada propulsor está equipado com um motor RD-107A (também designado 14D22) que consome LOX e querosene.

Em Órbita


O último estágio do lançador é o Blok I equipado com um motor RD-0110 (11D55 ou RD461). Tem um peso bruto de 25.300 kg e sem combustível pesa 2.410 kg. É capaz de desenvolver 297,93 kN no vácuo e o seu Ies é de 359 s, tendo um tempo de queima de 230 s. Tem um comprimento de 6,7 metros, um diâmetro de 2,66 metros, utilizando como combustível o LOX e o querosene.

O 11A511U-FG Soyuz-FG é capaz de colocar uma carga de 7.420 kg numa órbita média a 193 km de altitude e com uma inclinação de 51,8º em relação ao equador terrestre. No total desenvolve uma força de 4.143.000 kN no lançamento, tendo uma massa total de 305.000 kg. O seu comprimento atinge os 46,1 metros e a sua envergadura com os quatro propulsores laterais é de 10,3 metros.

O primeiro lançamento de um veículo 11A511 Soyuz deu-se a 28 de Novembro de 1966 a partir do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Neste dia o lançador 11A511 Soyuz (У15000-02) colocou em órbita o satélite Cosmos 133 Soyuz 7K-OK 11Ф615 n.º 2 (02601 1966-107A). Por seu lado o primeiro 11A511U Soyuz-U foi lançado a 18 de Maio de 1973, a partir do Cosmódromo NIIP-53 Plesetsk e colocou em órbita o satélite Cosmos 559 11Ф692 Zenit-4MK (06647 1973-030A). O primeiro desaire com o 11A511U Soyuz-U ocorreu a 23 de Maio de 1974, quando falhou o lançamento de um satélite do tipo 11Ф624 Yantar-2K a partir do Cosmódromo NIIP-53 Plesetsk (LC43/3). O primeiro lançamento de um 11A511U-FG Soyuz-FG deu-se a 20 de Maio de 2001, tendo colocado em órbita o cargueiro Progress M1-6 (26773 2001-021A) em direcção à ISS.

Lançamento Data Hora UTC Veículo Lançador Carga 2001-021 20-Mai-01 22:32:39.835 К15000-001 Progress M1-6 (36773 2001-021A)

2001-051 26-ov-01 18:24:11.904 Ф15000-002 Progress M1-7 (26983 2001-051A) Kolibri-2000 (27394 2001-051C)

2002-045 25-Set-02 16:58:23.773 Э15000-003+ Progress M1-9 (37531 2002-046A) 2002-050 30-Out-02 3:11:10.857 Э15000-004 Soyuz TMA-1 (27552 2002-050A) 2003-016 26-Abr-03 3:53:52.087 Э15000-006? Soyuz TMA-2 (27781 2003-016A) 2003-047 18-Out-03 05:38:03.087 Д15000-037 Soyuz TMA-3 (28052 2003-047A) 2004-002 29-Jan-04 11:58:08.081 Д15000-683 Progress M1-11 (28142 2004-002A) 2004-013 19-Abr-04 3:19:00.080 Ж15000-009+ Soyuz TMA-4 (28228 2004-013A) 2004-040 14-Out-04 3:06:27.898 Ж15000-012+ Soyuz TMA-5 (28444 2004-040A) 2005-013 15-Abr-05 00:46:25.147 Ж15000-014 Soyuz TMA-6 (28640 2005-013A) 2005-036 1-Out-05 21:53:39.994 П15000-017 Soyuz TMA-7 (28877 2005-036A) 2006-009 30-Mar-06 2:30:20.076 П15000-018 Soyuz TMA-8 (28996 2006-009A) 2006-040 18-Set-06 04:08:42.133 Ц15000-023 Soyuz TMA-9 (29400 2006-040A) 2007-008 7-Abr-07 17:31:14.194 Ц15000-019 Soyuz TMA-10 (31100 2007-008A) 2007-045 10-Out-07 13:22:38.927 Ц15000-020 Soyuz TMA-11 (32256 2007-045A) 2008-015 8-Abr-08 11:16:38.922 Ш15000-024 Soyuz TMA-12 (32756 2008-015A) 2008-050 12-Out-08 7:01:33.243 Ш15000-026 Soyuz TMA-13 (33399 2008-050A) 2009-015 26-Mar-09 12:49:18.120 Ю15000-027 Soyuz TMA-14 (34669 2009-015A) 2009-030 27-Mai-09 10:34:53.043 Ю15000-030 Soyuz TMA-15 (35010 2009-030A) 2009-053 30-Set-09 07:14:44.923 Б15000-029 Soyuz TMA-16 (35940 2009-053A) 2009-074 20-Dez-09 21:52:00.061 Б15000-031 Soyuz TMA-17 (36129 2009-074A) 2010-011 2-Abr-10 04:04:36.061 Ю15000-028 Soyuz TMA-18 (36505 2010-011A) 2010-029 15-Jun-10 21:35:18.732 Б15000-032 Soyuz TMA-19 (36603 2010-029A) 2010-052 7-Out-10 23:10:54.810 Б15000-035 Soyuz TMA-M (37183 2010-052A) 2010-067 15-Dez-10 19:09:24.693 Б15000-034 Soyuz TMA-20 (37254 2010-067A)

Lançamentos orbitais levados a cabo pelo foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG. Este lançador é também utilizado para missões comerciais equipado com diferentes estágios superiores. Todos os lançamentos tiveram lugar desde o Cosmódromo de Baikonur (LC1 PU-5). Tabela: Rui C. Barbosa.

Em Órbita


Em Órbita


Estatísticas dos Lançamentos Orbitais de 2010 Apesar de apresentar um total de lançamentos inferior a 2009, o ano de 2010 mantém-se na média do número de lançamentos levados a cabo nos últimos 15 anos. Em comparação com 2009, o ano de 2010 teve menos 4 tentativas de lançamento (78 em 2009 e 74 em 2010) que resultaram em 70 lançamentos orbitais bem sucedidos (Gráfico A).

Gráfico A - Lançamentos Orbitais entre 1957 e 2010

28

1419

3572

5587

112118

127

119

110 11

4 120

106 109

106

125 128

124

124

106

105

123

121127 12

9121

103110116

101

116

8895

7989

75

7386

77

7382

5862

6153 52

63 65 67

75

70

0

20

40

60

80

100

120

1957

1959

1961

1963

1965

1967

1969

1971

1973

1975

1977

1979

1981

1983

1985

1987

1989

1991

1993

1995

1997

1999

2001

2003

2005

2007

2009

Mais uma vez a Rússia consegue manter a liderança no número de lançamentos orbitais levando a cabo um total de lançamentos bem superior ao dos restantes países como se pode verificar no Gráfico B (“Lançamentos Orbitais por País / Organização - 2010”) e no Gráfico C (“Lançamentos Russos e Americanos desde 1957).

Quadro B - Lançamentos Orbitais por País / Organização - 2010

31

1513

6

31 2 1 2

30

1513

6

1 1 20

21 0 0 02

0 0 1 00

5

10

15

20

25

30

35

Rússia

China

Estados U

nidos

Arianespace

Índia

Israel

SpaceX

Coreia do Sul

Japão

. L

ançamentos

.º Lançamentos

.º Lanç. Sucesso

.º Lanç. Fracassados

Em Órbita


Gráfico C - Lançamentos russos e norte-americanos desde 1957

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

. L

ançamentos

Rússia

E.U.A.

TOTAL

Ao contrário do que se possa pensar, o Cosmódromo de Plesetsk (1523 lançamentos) é o polígono de lançamentos com um valor de lançamentos orbitais mais elevado, sendo antes do final da Guerra-fria o local mais activo. Nos últimos anos este título perdeu-se se bem que terão de passar muitos anos até que algum outro polígono consiga um número total de lançamentos tão alto como o de GIK-1 Plesetsk: Cosmódromo de Baikonur 1266; Cabo Canaveral / KSC – 746. Comparativamente a 2009, Plesetsk registou menos 2 lançamento orbital (5 lançamentos).

Gráfico D - Lançamentos russos desde 1957

0

10

20

30

40

50

60

70

80

1957

1960

1963

1966

1969

1972

1975

1978

1981

1984

1987

1990

1993

1996

1999

2002

2005

2008

Ano

Lan

çamen

tos

Baikonur / IIP-5 / GIK-5 GTsP4-Kapustin YarGIK-1 Plesetsk / IIP-53 GIIP GIK-2 SvobodniyDombaroviskiy - Yasniy Mar de Barents

Em Órbita


Gráfico E - Compraração dos lançamentos orbitais russos com o total de lançamentos orbitais desde 1990

0

20

40

60

80

100

120

140

1990 1991 1992 1993 1994 1995 1996 1997 1998 1999 2000 2001 2002 2003 2004 2005 2006 2007 2008 2009 2010

Ano

Lasnç

amentos

GIK-5 Baykonur / IIP-5 GTsP4-Kapustin Yar GIK-1 Plesetsk / IIP-53 GIIP

GIK-2 Svobodniy Dombarovskiy Mar de Barents

Rússia TOTAL

Em relação às outras nações espaciais de referir o recorde de lançamentos orbitais atingido em 2010 pela China com 15 lançamentos.

Os 70 lançamentos orbitais registados em 2010 correspondem a 1,47% dos lançamentos ocorridos desde 1957.

Quanto às missões espaciais tripuladas registaram-se 7 voos sendo 4 da Rússia e 3 dos Estados Unidos.

O ano de 1980 foi o ano no qual a União Soviética levou a cabo mais missões espaciais tripuladas (a utilização da estação orbital Salyut-6 e o programa de cooperação Intercosmos proporcionaram a realização de várias missões tripuladas). Por seu lado, o período entre 1976 e 1980 não registou qualquer voo tripulado dos Estados Unidos, que se encontravam a preparar o vaivém espacial para a sua primeira missão orbital em Abril de 1981. Com a utilização dos vaivéns, os Estados Unidos conseguiram levar a cabo um número máximo de voos tripulados em 1985 (9 voos), antes da tragédia do vaivém espacial OV-099 Challenger em 1986 (ano no qual estavam previstas 15 missões tripuladas dos vaivéns espaciais).

Em Órbita


Lançamentos orbitais levados a cabo em 2010

16 Jan. 1612:04 2010-001A 36287 BeiDou-2 ‘Compass-G1’ CZ-3C Chang Zheng-3C (CZ3C-3/Y2) Xi Chang, LC2 28 Jan. 0018:00 2010-002A 36358 Raduga-1M ‘Globus-1M’ 8K82KM Proton-M/Briz-M GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 2.300 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 / Cupolla 11 Fev. 1523:00 2010-005A 36395 Solar Dynamics Observatory Atlas-V/401 (AV-021) Cabo Canaveral AFS. SLC-41 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 02 Abr. 0404:33 2010-011A 36505 Soyuz TMA-18 (ISS-22S) 11A511U-FG Soyuz-FG (Ю15000-028) GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 05 Abr. 1021:25 2010-012A 36507 OV-131 / ISS-19A OV-103 Discocery KSC, LC-39A MPLM Leonardo 08 Abr. 1357:05 2010-013A 36508 CryoSat-2 15A18 Dnepr-1 (4504261304) GIK-5 Baikonur, LC109/95 700 15 Abr. 1057 2010-F01 - G-Sat 4 GSLV-D3 Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl, SLP 2.220 16 Abr. 1500:00 2010-014A 36511 Cosmos 2462 11A511U Soyuz-U (169) GIK-1 Plesetsk, LC16/2 22 Abr. 2352:00 2010-015A 36514 USA-212 (X-37B OTV-1) Atlas-V/501 (AV-012) Cabo Canaveral AFS, SLC-41 24 Abr. 1119:00 2010-016A 36516 SES-1 8K82KM Proton-M/Briz-M (93511/99512) GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 3.170 27 Abr. 0105 2010-017A 36519 Cosmos 2463 11K65M Kosmos-3M (707) GIK-1 Plesetsk, LC132/1 820 28 Abr. 1715:09 2010-018A 36521 Progress M-05M (ISS37P) 11A511U Soyuz-U (Б15000-118) GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 14 Mai. 1820:09 2010-019A 36572 STS-132 / ISS ULF3 OV-104 KSC, LC-39A MRM-1 'Rassvet' ("Рассвет") 20 Mai. 2158:22 2010-020A 36573 Hayato (KSAT) H-2A/202 (F-17) Tanegashima, Yoshinubo LP1 2010-020B 36574 WASEDA-SAT 2 2010-020C 36575 Negai* 2010-020D 36576 Akatsuki ‘Planet-C’ 2010-020E 36577 IKAROS 2010-020F 36578 UNITEC-1 21 Mai. 2201 2010-021A 36581 ASTRA-3B Ariane-5ECA (V194) CSG Kourou, ELA3 5.471 2010-021B 36582 COMSATBw-2 2.440 28 Mai. 0300:00 2010-022A 36585 USA-213 (Navstar-65 GPS-IIF-SV1) Delta-IV M+(4,2) (D349) Cabo Canaveral AFS, SLC-37B 02 Jun. 0159:15 2010-023A 36588 SERVIS-2 14A05 Rokot/Briz-KM (5111992007P/72516) GIK-1 Plesetsk, LC133/3 736 02 Jun. 1553:05 2010-024A 36590 BeiDou-2 ‘Compass-G3’ CZ-3C Chang Zheng-3C (CZ3C-4/Y4) Xi Chang, LC2 03 Jun. 2200:08 2010-025A 36592 Badr-5 (Arabsat-5B) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93512/99513) GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 5.420

Em Órbita


04 Jun. 1845:02 2010-026A 36595 Dragon Qualification Unit Falcon-9 (F-1) Cabo Canaveral AFS, SLC-40 09 Jun. 0801 2010-F02 - STSAT-2B Naro-1 (F-2) Naro 15 Jun. 0139:04 2010-027A 36596 SJ-12 Shi Jian-12 CZ-2D Chang Zheng-2D (CZ2D-12/Y15) Jiuquan, SLS-2 15 Jun. 1442:21 2010-028A 36598 Picard 15A18 Dnepr-1 (4503261316) Dombarovskiy, LC13 140 2010-028B 36599 Prisma (Mango) 40 2010-028B 36599 Prisma (Tango) 150 2010-028C 36600 BPA-1 15 Jun. 2135:19 2010-029A 36603 Soyuz TMA-19 (ISS-23S) 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-032) GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 21 Jun. 0214:08 2010-030A 36605 TanDEM-X 15A18 Dnepr-1 (4503261314) GIK-5 Baikonur, LC109/95 1.250 22 Jun. 1900 2010-031A 36608 Ofeq-9 Shavit-2 Palmachin 300 26 Jun. 2141 2010-032A 36744 COMS-1 Ariane-5ECA (V195/L552) CSG Kourou, ELA3 4.939 2010-032B 36745 Arabsat-5A 2.460 30 Jun. 1535:14 2010-033A 36748 Progress M-06M (ISS-38P) 11A511U Soyuz-U (Б15000-119) GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 10 Jul. 1880:36 2010-034A 36792 EchoStar-15 8K82KM Proton-M/Briz-M (93515/99515) GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 5.521 12 Jul. 0353 2010-035A 36795 CartoSat-2B PSLV-C15 (PSLV-CA) Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl, FLP 694 2010-035B 36796 STUDSAT 0,65 2010-035C 36797 NLS-6.1 AISSat-1 6,50 2010-035D 36798 AlSat-2A 116 2010-035E 36799 NLS-6.2 TISat-1 0,85 31 Jul. 2130:04 2010-036A 36828 BeiDou-2 IGSO-1 'Compass-I1' CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-17/Y16) Xi Chang, LC3 04 Ago. 2059 2010-037A 36830 Nilesat-201 Ariane-5ECA (V196/L554) CSG Kourou, ELA3 3.200 2010-037B 36831 RascomQAF 1R 3.000 09 Ago. 2249:06 2010-038A 36834 YG-10 YaoGan Weixing-10 CZ-4C Chang Zheng-4C (CZ4C-6) Taiyuan, LC2 14 Ago. 1107 2010-039A 36868 USA-214 ‘AEHF-1’ Atlas-V/531 (AV-019) Cabo Canaveral AFS, SLC-41 6.168 24 Ago. 0710:04 2010-040A 36985 TH-1 Tian Hui-1 CZ-2D Chang Zheng-2D (CZ2D-13) Jiuquan, SLS-2 02 Set. 0053:50 2010-041A 37137 Cosmos 2464 8K82KM Proton-M/DM-2 (53530/118L) Baikonur, LC81 PU-24 1.415 2010-041B 37138 Cosmos 2465 1.415 2010-041C 37139 Cosmos 2466 1.415 04 Set. 1614:04 2010-042A 37150 ZX-6A ZhongXing-6A CZ-3B Chang Zheng-3B (CZ3B-13/Y13) Xi Chang 5.000 08 Set. 0330:18 2010-043A 37152 Gonets-M n.º 12L 14A05 Rokot/Briz-KM (6309793567/72514) GIK-1 Plesetsk, LC133/3 280 2010-043B 37153 Cosmos 2467 225 2010-043C 37154 Cosmos 2468 225 10 Set. 1022:57 2010-044A 37156 Progress M-07M (ISS-39P) 11A511U Soyuz-U (Б15000-122) Baikonur, LC1 PU-5 7.250 11 Set. 1117:00 2010-045A 37158 QZS-1 'Michibiki' H-2A/202 (F-18) Tanegashima, Yoshinobu LP1 4.100 21 Set. 0403:30 2010-046A 37162 USA-215 ‘NROL-41’ Atlas-V/501 (AV-025) Vandenberg AFB, SLC-3E 22 Set. 0242:01 2010-047A 37165 YG-11 YaoGan Weixing-11 CZ-2D Chang Zheng-2D (CZ2D-14/Y11) Jiuquan, SLS-2 2010-047B 37166 Zheda PiXing-1A (1) 3,5 2010-047C 37167 Zheda PiXing-1A (2) 3,5 26 Set. 0441 2010-048A 37168 USA-216 'SBSS' Minotaur-IV Vandenberg AFB, SLC-8 1.031 30 Set. 1701:15 2010-049A 37170 Cosmos 2469 8K78M Molniya-M/2BL (699) GIK-1 Plesetsk, LC16/2 2.400 01 Out. 1059:57 2010-050A 37174 Chang’e-2 CZ-3C Chang Zheng-3C (Y7) Xi Chang, LC2

Em Órbita


06 Out. 0049:05 2010-051A 37180 SJ-6 Grupo-04A CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-13) Taiyuan, LC2 2010-051B 37181 SJ-6 Grupo-04B 07 Out. 2310:55 2010-052A 37183 Soyuz TMA-M (701 / ISS-24S) 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-035) Baikonur, LC1 PU-5 14 Out. 1853:21 2010-053A 37185 Sirius XM-5 8K82KM Proton-M/Briz-M (93516/99517) Baikonur, LC81 PU-24 5.984 19 Out. 1710:59 2010-054A 37188 Globalstar-73 14A14 Soyuz-2-1A/Fregat (Б15000-009/1023/ST22) Baikonur, LC31 PU-6 700 2010-054B 37189 Globalstar-74 700 2010-054C 37190 Globalstar-75 700 2010-054D 37191 Globalstar-76 700 2010-054E 37192 Globalstar-77 700 2010-054F 37193 Globalstar-79 700 27 Out. 1511:49 2010-055A 37196 Progress M-08M (ISS-40P) 11A511U Soyuz-U (И15000-123) Baikonur, LC1 PU-5 7.290 28 Out. 2151 2010-056A 37206 Eutelsat-W3B Ariane-5ECA (V197/L555) CSG Kourou, ELA3 5.370 2010-056B 37207 BSAT-3b 2.030 31 Out. 1626:04 2010-057A 37210 BeiDou-2 ‘Compass-G4’ CZ-3C Chang Zheng-3C (Y5) Xi Chang, LC3 02 ov. 0058:39 2010-058A 37212 Meridian M-3 14A14 Soyuz-2-1A/Fregat (167/1022) GIK-1 Plesetsk, LC43/4 04 ov. 1837:12 2010-059A 37214 FY-3B Feng Yun-3B CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7) Taiyuan, LC2 2.200 06 ov. 0220:03 2010-060A 37216 COSMO SkyMed-4 Delta-2 7420-10C (D350) Vandenberg AFB, SLC-2W 1.900 14 ov. 1729:20 2010-061A 37218 SkyTerra-1 8K82KM Proton-M/Briz-M (93513/99516) Baikonur, LC200 PU-39 5.360 20 ov. 0124 2010-062A 37222 USA-217 (STPSat-2) Minotaur-IV Kodiak, LP-1 180 2010-062B 37223 USA-218 (RAX) 3 2010-062C 37224 USA-219 (O/OREOS) 5 2010-062D 37225 USA-220 (FASTSAT-HSV01 'STP-S26') 140 2010-062E 37226 USA-221 (FalconSat-5) 2010-062F 37227 USA-222 (FASTRAC-A 'Sara-Lily, Nanosat 3A') 15 USA-222 (FASTRAC-B 'Emma, Nanosat 3B') 15 NanoSail-D2 4 37230 Ballast-A 37231 Ballast-B 21 ov. 2258 2010-063A 37232 USA-223 (NRO L-32) Delta-IV Heavy (D351) Cabo Canaveral AFS, SLC-37B 24 ov. 1609:04 2010-064A 37234 ZX-20A ZhongXing-20A CZ-3A Chang Zheng-3A (Y19) Xi Chang, LC3 2.300 26 ov. 1839 2010-065A 37237 Hylas-1 Ariane-5ECA (V198) CSG Kourou, ELA3 2.570 2010-065B 37238 Intelsat-17 5.540 05 Dez. 1025:19 2010-F03 - Uragan-M 8K82KM Proton-M/DM-03 (53537/1L) Baikonur, LC81 PU-24 1.415 - Uragan-M 1.415 - Uragan-M 1.415 08 Dez. 1542 2010-066A 37244 Dragon-C1 Falcon-9 (F-2) Cabo Canaveral AFS, SLC-40 2010-066B 37245 QbX2 2010-066C 37246 SMDC ONE 2010-066D 37247 Perseus-003 2010-066E 37248 Perseus-001 2010-066F 37249 QbX1

Em Órbita


2010-066G 37250 Perseus-002

2010-066H 37251 Perseus-000 2010-066J 37252 Caerus/Mayflower

15 Dez. 1909:25 2010-067A 37254 Soyuz TMA-20 (ISS25S) 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-034) Baikonur, LC1 PU-5 17 Dez. 2020:04 2010-068A 37256 BeiDou-2 IGSO-2 'Compass-I2' CZ-3A Chang Zheng-3A (Y18) Xi Chang, LC3 25 Dez. 1034 2010-F04 - GSAT-5P GSLV-F06 Satish Dawan SHAR, Sriharikota, SLP 2.310 26 Dez. 2151:00 2010-069A 37258 KA-SAT 8K82KM Proton-M/Briz-M (93517/99518) Baikonur, LC200 PU-39 5.800 29 Dez. 2127 2010-070A 37264 Hispasat-1E Ariane-5ECA (V199/L557) CSG Kourou, ELA3 5.270 2010-070B 37265 Koreasat-6 (Mugungwha 6) 2.622

Em Órbita


Lançamentos orbitais em Dezembro de 2010

Em Dezembro de 2010 foram levados a cabo 7 lançamentos orbitais dos quais 2 falharam. Dos 5 lançamentos bem sucedidos um deles era tripulado. Em órbita colocaram-se 14 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Dezembro de 2010 foram realizados 4755 lançamentos orbitais, 476 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 10,0% do total e a uma média de 9,2 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais e é no mês de Janeiro onde se verificam menos lançamentos orbitais (282 lançamentos que correspondem a 5,9% com uma média de 5,4 lançamentos por mês de Janeiro).

Lançamentos orbitais em Dezembro desde 1957

0

2

0

32

7 7

9

14

11

9

13

7

13

17

121211

13141516

7

10

7898

1110

13

11

6

12

6

12

5

910

6

12

910

56

8 8

6 6

11

878

5

0

24

68

10

12

14

16

18

1957

1960

1963

1966

1969

1972

1975

1978

1981

1984

1987

1990

1993

1996

1999

2002

2005

2008

Ano

Lan

çamen

tos

Total de lançamentos orbitais 1957 / 2010

28

1419

3572

5587

112 11

812

711

911

0 114 12

010

6 109

106

125 128

124

124

106

105

123

121 12

712

912

110

3 110 11

610

111

688

9579

8975 73

8677

7382

5862 61

53 5263 65 67

7570

0

20

40

60

80

100

120

140

1957

1960

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1984

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1993

1996

1999

2002

2005

2008

Ano

Lan

çamen

tos

Em Órbita


Lançamento para o fundo do mar O primeiro lançamento da nova combinação entre o foguetão 8K82KM Proton-M e o estágio superior 11S861-03 DM-03, terminou com a sua carga no fundo do mar a 5 de Dezembro de 2010.

A rede GLOASS

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)5 completa é composta por

5 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


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

Cada satélite GLONASS opera numa órbita circular com uma altitude de 19.100 km e uma inclinação orbital de 64,8º, completando cada satélite uma órbita em 11 horas e 15 minutos. O espaçamento entre as órbitas é determinado para que um mínimo de cinco satélites esteja no horizonte de cada utilizador em qualquer parte do globo terrestre. Com uma geodesia adequada a constelação GLONASS permite uma navegação global e contínua. Cada satélite transmite um sinal numa radiofrequência que contém dados de navegação (efeméride7 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 11F654 Uragan e têm um peso aproximado de 1.415 kg, tendo um comprimento de 7,84 metros (sem o megnetómetro na sua posição operacional), um diâmetro de 2,35 metros e uma largura de 7,23 metros (sem os painéis solares na sua posição operacional). Os satélites 11F654 Uragan têm uma vida útil de dois anos, enquanto que os veículos da nova geração, 11F654M Uragan-M, com uma massa de 1.480 kg, têm um período de vida útil de sete anos. Os satélites da rede GLONASS são fabricados pela empresa russa Reshetnev (PO Prikladnoy Mekhaniki (NPO PM).

6 CIS – Comonwealth of Independent States – Comunidade de Estados Independentes (Nota do Editor). 7 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 GLOASS Os satélites GLONASS estão equipados com relógios de césio cujo atraso diário não é superior a 5*10-13 s. Isto providencia uma precisão na sincronização do tempo do satélite relativa ao sistema GLONASS de cerca de 15 nanossegundos, com correcções efectuadas duas vezes por dia pelas estações terrestres. O sistema de tempo GLONASS (GLONASST) é gerado na base do tempo do sincronizador central. As instabilidades diárias do sincronizador central (relógio de hidrogénio atómico) não são superiores a 5*10-14 s. O desvio do tempo GLONASST relativamente ao tempo UTC deve ser menos de 1 milissegundo. A precisão do desvio deve ser inferior a 1 micro segundo.

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

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

O tempo UTC (CIS6) 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

GLOASS Data

Lançamento Veículo Lançador

Plt. Lançamento

Cosmos 2380 2001-053A 26987 790

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

(40502/101L) LC81 PU-24

Cosmos 2382 2001-053C 26989 711*

Cosmos 2394 2002-060A 27616 791

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

(40902/95L) LC81 PU-23

Cosmos 2396 2002-060C 27617 793

Cosmos 2402 2003-056A 28112 794

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

(41003/88506) LC81 PU-24

Cosmos 2404 2003-056C 28114 701*

Cosmos 2411 2004-053A 28508 796

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

(41009/104L) LC81 PU-23

Cosmos 2413 2004-053C 28510 712*

Cosmos 2417 2005-050A 28915 798

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

(41011/106L) LC81 PU-24

Cosmos 2419 2005-050C 28917 714*

Cosmos 2424 2006-062A 29672 715*

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

(41015/108L) LC81 PU-24

Cosmos 2426 2006-062C 29674 717*

Cosmos 2431 2007-052A 32275 718*

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

(41017/110L) LC81 PU-24

Cosmos 2433 2007-052C 32277 720*

Cosmos 2434 2007-065A 32393 721*

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

(53528/109L) LC81 PU-24

Cosmos 2436 2007-065C 32395 723*

Cosmos 2442 2008-046A 33378 724*

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

(53531/112L) LC81 PU-24

Cosmos 2444 2008-046C 33380 726*

Cosmos 2447 2008-067A 33466 727*

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 731

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

(53540/116L) LC81 PU-24

Cosmos 2461 2010-007C 36402 735

Cosmos 2464 2010-041A 37137 736

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

(53530/118L) LC81 PU-24

Cosmos 2466 2010-041C 37139 738

Uragan-M 739

Uragan-M 740 5-Dez-10 8K82KM Proton-M/DM-03

(53537/1L) LC81 PU-24

Uragan-M 741

Em Órbita


Lançamento

O lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/DM-03 (53537/1L) teve lugar às 1025:19UTC do dia 5 de Dezembro de 2010 a partir da Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo de Baikonur. O voo terminaria minutos mais tarde com o estágio inferior DM-03 (1L) a ser incapaz de colocar os três satélites Uragan-M (Blok 43)8 em órbita devido a um excesso de propolente nos seus tanques.

Os diferentes componentes do foguetão 8K82KM Proton-M haviam sido enviados para o Cosmódromo de Baikonur a 24 de Setembro9, tendo chegado ao cosmódromo no dia 2810. Após os procedimentos alfandegários os vagões de transporte foram transferidos para a rede de caminho-de-ferro do cosmódromo e transportados para a Área 92. Os diferentes componentes foram descarregados dos vagões de transporte a 30 de Setembro11 no interior do edifício 92A-50. Nesta altura o lançamento estava previsto para ter lugar a 30 de Novembro, mas a 3 de Outubro seria adiado para as 1025UTC do dia 5 de Dezembro. No entanto, a 10 de Novembro surgia a notícia12 de que o lançamento seria adiado para finais do mês de Dezembro devido a problemas técnicos com um dos satélites, no entanto tal não aconteceu pois o problema com o satélite foi rapidamente resolvido o que permitiu manter a data de lançamento. O satélite Uragan-M n.º 739 teve de ser enviado de volta para as instalações do fabricante em Zheleznogorsk a 12 de Novembro. Este satélite havia chegado a Baikonur no dia 1 de Novembro, enquanto que o satélite Uragan-M n.º 740 chegara a

8 “ext GLOASS Launch Set for December 5”, GPS World www.gpsworld.com. 9 “Ракета "Протон" для запуска спутников "Глонасс-М" отправлена на Байконур”, Agência Interfax http://interfax.ru/news.asp?id=156523. 10 “На Байконур доставлена ракета-носитель «Протон-М», предназначенная для запуска российских навигационных КА «Глонасс-М»”, Roscosmos http://www.federalspace.ru/main.php?id=2&nid=12843. 11 “На Байконуре стартовала пусковая кампания «Протон-Глонасс»”, Roscosmos http://www.federalspace.ru/main.php?id=2&nid=12866 12 “Запуск спутников "Глонасс" отложен из-за технических проблем”, Agência Interfax http://www.interfax.ru/society/news.asp?id=164318.

Em Órbita


Baikonur a 8 de Novembro e o satélite Uragan-M n.º 739 a 15 de Novembro13. Após as reparações em Zheleznogorsk, o satélite 739 chegava de novo a Baikonur no dia 19 de Novembro14.

Os preparativos para o lançamento decorreram sem qualquer problema e o lançador foi transportado para a plataforma de lançamento a 2 de Dezembro.

O lançamento ocorreu sem qualquer problema às 1025:19UTC bem como a separação do primeiro, segundo e terceiro, e da carenagem de protecção. No entanto, à separação do terceiro estágio o lançador encontrava-se desviado 8º da sua trajectória. O estágio superior com os três satélites acabou por impactar no Oceano Pacífico a 1.500 km NO do arquipélago do Havai.

13 “Третий космический аппарат «Глонасс-М» блока 43 отправлен на космодром”, Reshetnev http://www.iss-reshetnev.ru/?cid=news&nid=1111 14 “Отправка космического аппарата «Глонасс-М» 39 на «Байконур»”, Reshetnev http://www.iss-reshetnev.ru/.

Em Órbita


Logo após o acidente, o Presidente Dmitry Medvedev ordenou a constituição de uma Comissão de Inquérito para investigar as causas que levaram à perda dos três satélites. Esta comissão foi dirigida por G. G. Raikunov, Director-Geral da empresa estatal russa TsNIIMash. A comissão apresentou o seu relatório preliminar a 10 de Dezembro e nele referiu que o desastre se deveu a erro humano ao não ter sido tomado em conta o maior tamanho dos tanques de propolente existentes no estágio Blok DM-03. De facto, durante o abastecimento do estágio superior seguiram-se procedimentos de abastecimento desactualizados o que levou a que fossem introduzidos mais 1.500 kg a 2.000 kg de propolente do que era necessário levando a um peso superior ao previsto para uma missão deste tipo. Devido ao excesso de peso, o terceiro estágio do lançador não

teve um desempenho como estava previsto (menos 107 m/s) colocando assim o estágio superior DM-03 com os três satélites Uragan-M numa trajectória suborbital mais baixa do que o previsto com um apogeu a 189 km, perigeu a -154 km e inclinação orbital de 64,8º. Os dados telemétricos enviados pelo lançador não mostraram qualquer problema com os sistemas do foguetão 8K82KM Proton-M.

As consequências do relatório da Comissão de Inquérito fizeram-se sentir a 29 de Dezembro com o Presidente Dmitry Medvedev a demitir15 o Vice-presidente da Corporação RKK Energia, Vyacheslav Filin, e o Director Executivo da Agência Espacial Roscosmos, Viktor Remisshevskiy, além de elaborar uma reprimenda formal ao Presidente da Agência Espacial Roscosmos, Anatoliy Perminov.

15 “Президенту представлен доклад об итогах проверки по факту утраты спутников ГЛОНАСС”, Kremlin – http://www.kremlin.ru/news/9950.

11S861-03 DM-03 O estágio Blok DM-03 (11S861-03) foi desenvolvido pela Corporação RKK Energia para ser utilizado com o foguetão lançador Zenit-3 que cumpram missões no projecto Sea Launch e Land Launch. Com uma massa de 2.350 kg sem abastecimento, o estágio possui tanques com uma capacidade 25% superior à versão anterior.

Em Órbita


O segundo voo do Falcão Após o bem sucedido voo inaugural de 4 de Junho de 2010, a SpaceX tinha de mostrar o conceito da cápsula Dragon numa missão de demonstração em torno do planeta e recuperá-la no final de um voo de poucas órbitas. A segunda missão do Falcon-9 vem abrir assim as portas para o transporte comercial de cargas para a estação espacial internacional.

O Falcon-9

A família de lançadores Falcon foi desenhada para proporcionar avanços significativos na fiabilidade, custo, ambiente de voo e tempo para o lançamento. O impulsionador primário no desenho destes veículos é a sua fiabilidade.

Tal como o foguetão Falcon-1, o Falcon-9 é um lançador a dois estágios e utiliza os mesmos motores, arquitectura estrutural (com um maior diâmetro), sistemas aviónicos e sistema de lançamento.

O Falcon-9 tem um comprimento16 de 54,9 metros, uma largura de 3,6 metros, uma massa de 333.400 kg (OTB17, carenagem de 5,2 metros) ou uma massa de 332.800 kg (OTOG18, carenagem de 5,2 metros, e desenvolve uma força de 4,94 MN (vácuo).

Primeiro estágio

As paredes dos tanques do Falcon-9 são fabricadas numa liga de alumínio e lítio, utilizando-se uma técnica de soldagem de maior força e fiabilidade. Tal como no Falcon-1, a secção interestágio, que liga o estágio superior e inferior, é uma estrutura compósita de alumínio e fibra de carbono. O sistema de separação é uma versão de maiores dimensões dos impulsionadores pneumáticos utilizados no Falcon-1.

O estágio está equipado com nove motores Merlin. Após a ignição, o foguetão é mantido no solo até à verificação de todos os sistemas do veículo, sendo este libertado quando todos os parâmetros são considerados normais.

Segundo estágio

Os tanques do segundo estágio são uma versão mais curta dos tanques do primeiro estágio, sendo utilizados a maior parte dos mesmos instrumentos, materiais e técnicas de fabrico. Isto leva a uma significativa redução de custos na produção do lançador. O segundo estágio é propulsionado por um único motor Merlin com um rácio de expansão de 117:1 e um tempo de queima nominal de 345 segundos. Para acrescentar fiabilidade na reignição, o motor está equipado com ignitores pirotécnicos redundantes (TEA-TEB).

O motor Merlin

O motor Merlin foi desenvolvido internamento pela SpaceX mas vai encontrar as suas raízes aos motores das missões Apollo, nomeadamente o sistema de injecção baseado n motor do módulo lunar. O propolente é alimentado através de uma única conduta, com uma turbo-bomba de dupla pá que opera num ciclo de gerador a gás. A turbo-bomba também fornece o querosene a alta pressão para os actuadores hidráulicos, que depois recicla para a entrada a baixa

pressão. Isto elimina a necessidade de um sistema hidráulico separado e significa que não é possível ocorrer uma falha no controlo de vector de força por falta de fluido hidráulico. Uma terceira utilização da turbo-bomba é o fornecimento de controlo de rotação ao actual no escape da turbina de exaustão (no segundo estágio).

Combinando-se estas características num só dispositivo aumenta de forma significativa o nível de fiabilidade do sistema.

O motor é capaz de desenvolver uma força de 556 kN ao nível do mar, 617 kN no vácuo, com um impulso específico de 275 segundos (nível do mar) ou 304 segundos (vácuo).

16 Estes dados referem-se ao desenho do Block-2 do Falcon-9 que será lançado em 2011. 17 OTB – Órbita Terrestre Baixa. 18 OTOG – Órbita de Transferência para a Órbita Geossíncrona.

Em Órbita


A cápsula Dragon A cápsula Dragon foi desenvolvida pela SpaceX com o objectivo de transportar carga para a estação espacial internacional. Em Junho de 2006 foi seleccionada pela NASA, juntamente com o veículo K-1 da Kistler, para ser desenvolvida ao abrigo do programa COTS. Em Outubro de 2007 o contrato com a Kistler seria cancelado após a empresa não ser capaz de atingir os objectivos propostos, sendo atribuído um outro contrato à Orbital Sciences Corporation em Fevereiro de 2008 para o desenvolvimento do veículo Cygnus.

O desenvolvimento da Dragon teve início em 2006 e em Março de 2006 o seu projecto era submetido para o programa COTS. A cápsula foi desenhada para ser capaz de no futuro transportar tripulações, bem como carga.

O seu módulo de carga pressurizado tem um volume de 10 m3, enquanto que a sua secção não pressurizada, que pode ser utilizada para o transporte de carga ou de pequenos satélites, tem um volume de 14 m3. Em cada secção podem ser transportados até 3.310 kg de carga (lançamento) ou 2.500 kg (regresso). Excluindo a secção não pressurizada, a Dragon tem um comprimento de 2,9 metros (5,1 metros com a secção não pressurizada) e um diâmetro de 3,66 metros. Transporta um total de 1.290 kg de propolente para um perfil de missão nominal com uma inserção suborbital e subsequente voo até à ISS.

Para a acoplagem com a ISS, a cápsula está equipada com um mecanismo de captura e acoplagem CMB (Common Berthing Mechanism) que permite que seja «agarrada» pelo Canadarm2 numa maneira muito semelhante com o que acontece com o veículo de carga japonês HTV.

O controlo de atitude da Dragon é possível utilizando 18 pequenos motores Draco que queima monometil hidrazina e tetróxido de azoto. Estes pequenos motores são também utilizados para o regresso à Terra, pois ao contrário do que acontece com os outros veículos de transporte de carga, a Dragon é recuperada após cada missão. Para tal, a cápsula está equipada com um escudo térmico fabricado num material denominado PICA-X (Phenolic Impregnated

Carbon Ablator). Este material pode suportar temperaturas até aos 2.200ºC. O escudo térmico tem um diâmetro de 3,66 metros e cobre a parte inferior da cápsula. O seu desenvolvimento demorou quatro anos e a SpaceX planeia reutilizar o escudo térmico em várias missões.

O segundo lançamento do Falcon-9 O lançamento inaugural do Falcon-9 (F-1) teve lugar às 1845:02UTC do dia 4 de Junho de 2010. A bordo do lançador seguia a Dragon Qualification Unit, uma cápsula inerte de qualificação que permaneceria acoplada ao segundo estágio após entrar em órbita terrestre. Após esta missão a SpaceX iniciava os preparativos para uma missão de verificação do desempenho da cápsula Dragon em órbita.

Os primeiros elementos que seriam utilizados no segundo lançamento começaram a chegar ao Cabo Canaveral a 15 de Julho de 2010, vindos das instalações da SpaceX no Texas. O primeiro estágio foi colocado nas instalações de teste junto do Complexo de

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Lançamento SLC-40 e submetido a testes nas semanas seguintes. O segundo estágio chegou ao Cabo Canaveral em Agosto bem como a cápsula Dragon.

Após vários adiamentos ditados por condições técnicas nas semanas anteriores, o lançamento estava agendado para as 1509UTC do dia 8 de Dezembro. A contagem decrescente decorreu sem problemas até T-2m 50s (1506UTC) altura em que foi anunciada uma interrupção que levou a que o lançamento fosse adiado para as 1543UTC. A interrupção deveu-se a falhas na transmissão de telemetria e devido a um problema com o computador a bordo da cápsula Dragon. Na realidade, a SpaceX classificaria mais tarde esta como uma falsa abortagem no sistema de telemetria do sistema FTS (Flight Termination System). A partir daqui a contagem decrescente decorreu sem qualquer problema e o lançamento ocorreu às 1543UTC.

Todas as fases do voo foram nominais com uma boa separação entre o primeiro e o segundo estágio, boa ignição do segundo estágio, separação da cápsula Dragon e entrada em órbita com sucesso. O comportamento da cápsula em órbita não encontrou grandes problemas, tendo-se somente registado uma falha com um dos motores de manobra. Em órbita procedeu-se à separação dos pequenos satélites QbX1, QbX2, Pegasus-000, Pegasus-001, Pegasus-002, Pegasus-003, SMDC ONE e Caerus/Mayflower.

A amaragem da Dragon-C1 teve lugar pelas 1903UTC no Oceano Pacífico.

O foguetão Fancon-9 (F-2) nas instalações de montagem junto do Complexo de Lançamento SLC-40 do Cabo Canaveral AFS, antes do seu transporte para a plataforma de lançamento. Imagens: Ken Kremer.

Em Órbita


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Os satélites a bordo do Falcon-9 Para além da cápsula Dragon-C1, seguiram a bordo do Falcon-9 (F-2) oito pequenos satélites com missões variadas. Após entrar em órbita, a cápsula separou-se da secção não pressurizada que se manteve acoplada ao segundo estágio do foguetão lançador. A separação dos pequenos satélites ocorreu pelas 1627UTC.

Todos os satélites colocados em órbita são baseados nos modelos 1U e 3U. O modelo 1U é um modelo cúbico de 0,1 metros de aresta enquanto que o modelo 3U é um modelo cúbico com as dimensões 0,1 m x 0,3 m.

Os satélites QbX-1 e QbX-2 foram construídos pela Pumpkin Inc., São Francisco, para o projecto de

desenvolvimento tecnológico Colony-1 do NRO. Os dois satélites também transportam experiências de comunicações para o Laboratório de Pesquisa Naval dos Estados Unidos. O satélite SMDC ONE é um nano satélite experimental para o US Army Space and Missile Defense Center, Huntsville – Alabama, que possivelmente transporta uma experiência de comunicações. Tanto os dois satélites QbX como o SMDC ONE são satélites baseados no modelo 3U.

Desenvolvido em conjunto pela (orthrop Grumman (ovaWorks e pela Universidade da Califórnia do Sul, o satélite Caerus/Mayflower foi fabricado tendo por base um modelo 2U (Mayflower (ext Generation Technology (anosat) da (orthrop Grumman e um modelo 1U das escolas de engenharia da Universidade da Califórnia do Sul em Los Angeles e em Marina del Rey. O satélite está equipado com painéis solares.

Os quatro satélites Perseus foram desenvolvidos pelo Laboratório Nacional de Los Álamos e é possível que desenvolvam experiências relacionadas com a monitorização da ionosfera.

Após um voo de pouco mais de três horas, a cápsula Dragon amarava no Oceano Pacífico sendo o primeiro veículo privado a ser recuperado com sucedo desde a órbita terrestre. Imagens: SpaceX.

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China lança novo satélite de navegação Finalizando um ano de sucesso no qual foi batido o recorde de lançamentos anuais com 15 missões, a China terminou o ano de 2010 colocando em órbita um novo satélite de navegação para a sua rede Compass.

BeiDou / Compass

O sistema BeiDou / Compass é o componente em órbita de um sistema de navegação e de posicionamento global independente por parte da China. Originalmente, o sistema seria desenvolvido ao se lançar uma constelação de satélites em vários estágios entre 2000 e 2010, desenvolvendo-se no mesmo período os sistemas de aplicações necessários. Este desenvolvimento resultaria numa indústria chinesa de navegação e posicionamento global.

O desenvolvimento do sistema BeiDou foi iniciado em 1983 com uma proposta por parte de Chen Fangyun para desenvolver um sistema regional de navegação utilizando dois satélites geostacionários, o Twinsat. Este conceito foi testado em 1989 utilizando dois satélites de comunicações DFH-2/2A. Este teste mostrou que a precisão do sistema Twinsat seria comparável ao sistema GPS norte-americano. Em 1993, o programa BeiDou foi oficialmente iniciado.

Os satélites BeiDou utilizam o modelo DFH-3 e têm uma performance básica similar. Em 2000 dava-se o lançamento dos satélites experimentais da série e a constelação final iria consistir em quatro satélites em órbitas geossíncronas, sendo dois operacionais e dois suplentes.

O sistema de dois satélites era baseado numa determinação interactiva da altitude do utilizador. Cada um dos satélites emitia sinais de forma contínua para todas as zonas da Terra que lhe eram visíveis. A estação do utilizador faria a recepção dos sinais e transmitia-os de volta para o satélite. Por seu lado, o satélite enviava o sinal recebido para o centro de controlo do sistema. Os computadores no centro de controlo do sistema determinavam então a distância entre o utilizador e o satélite a partir do tempo que o sinal fora originalmente emitido, referenciado com o tempo de emissão, e a altura em que o sinal do utilizador havia chegado ao centro de controlo.

O centro de controlo combinava a estimativa inicial da altitude do utilizador (e por consequência a distância ao centro da Terra), a partir da última referência de altitude do utilizador ou utilizando uma estimativa arbitrária tal como o nível do mar, com as distâncias a partir destes dois satélites para obter três estimativas de distâncias para a posição do utilizador. Isto determinava a primeira estimativa da latitude e da longitude do utilizador. Um mapa da região do utilizador (possivelmente armazenado de forma digital) era então utilizado para se fazer uma estimativa melhorada da altitude do utilizador, que podia então ser associada ao cálculo da latitude e longitude para se fazer uma melhor estimativa desses valores.

Satélite Desig. Int. ORAD Data

Lançamento Hora UTC Veículo Lançador

Local Lançamento

BeiDou-1A 2000-069A 26599 30-Out-00 16:02:00 CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-5) Xichang, LC2 BeiDou-1B 2000-082A 26643 20-Dez-00 16:20:00 CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-6) Xichang, LC2 BeiDou-1C 2003-021A 27813 24-Mai-03 08:34:00 CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-7) Xichang, LC2 BeiDou-1D 2007-003A 30323 02-Fev-07 16:28:00 CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-12) Xichang, LC2

Apesar do sistema ser capaz de conseguir precisões semelhantes à do sistema GPS (exceptuando em terrenos muito inclinados), tinha sérios problemas operacionais. O utilizador tinha de emitir um sinal de forma a obter uma localização e por seu lado, o centro de controlo fornecia um único alvo que poderia desactivar o sistema. Porém, era uma forma de obter, com somente dois satélites, um sistema militar de navegação próprio, independente e de grande precisão que poderia funcionar num período de guerra. Por comparação, os sistemas Navstar, GLONASS ou Galileo, requerem o lançamento de dezenas de satélites.

O Departamento de Defesa dos Estados Unidos estimou que o sistema BeiDou tinha uma precisão de 20 metros em território chinês e nas áreas em redor. Foi também referido que o sistema BeiDou possuía uma capacidade de comunicações activa, permitindo aos líderes nacionais o envio em segurança de ordens e receber confirmações e relatórios.

Porém, uma companhia privada, a BDStar (avigation, foi fundada para desenvolver o segmento de solo do sistema BeiDou e para comercializar os receptores para os operadores comerciais. A companhia surgiu como um consórcio com a Canada (ovatel em Outubro de 2000 para desenvolver e comercializar os receptores GPS. Um ano mais tarde foi finalizado um projecto para o Sistema de Serviço de Informações BeiDou-1, que proporcionava a base para aplicações abertas do sistema de navegação BeiDou. Um comité industrial conjunto aprovou o plano final em Janeiro de 2003.

O financiamento por parte do Ministério da Ciência e Tecnologia da China levou ao início dos trabalhos no Serviço Integrado de Aplicações de Informação de Satélite BeiDou como parte do Plano de Desenvolvimento Nacional Chinês 863. O sistema passou nos testes de aceitação em Dezembro de 2005, levando a potenciais aplicações dos receptores BeiDou para os navios de pesca oceânica chineses. Em Junho de 2006 foi iniciado o projecto de demonstração comercial para um Serviço de Informação de Transacções e de Produção Segura de Pesca Oceânica.

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No entanto, os projectos mais lucrativos da BDStar ainda utilizavam os sinais GPS da Navstar para aplicações tais como a gestão de portos de contentores. Dado as restrições operacionais do sistema BeiDou geostacionário, foi sem surpresa que a China anunciou uma constelação suplementar colocada em órbitas médias em 2006. O sistema operacional BeiDou-2 era então definido como uma constelação de 35 satélites dois quais cinco operavam em órbita geossíncrona e trinta em órbitas médias (a 21.000 km de altitude e

período orbital de 12 horas). Os satélites nas órbitas médias utilizariam o mesmo princípio de navegação que os sistemas Navstar, GLONASS e Galileo, com relógios internos de alta precisão e um sistema orbital de informação a enviar a posição precisa do satélite para os receptores passivos dos utilizadores. A combinação de sinais de múltiplos satélites permite ao utilizador o cálculo da sua posição na Terra com alta precisão.

A designação COMPASS aplica-se aos satélites BeiDou-2 sendo estes diferenciados entre os satélites em órbita geossíncrona (COMPASS-G), em órbitas geossíncronas inclinadas (COMPASS-I) e em órbitas médias (COMPASS-M).

Os satélites irão transmitir sinais nas frequências 1195,14 - 1219,14 MHz, 1256,52 - 1280,52 MHz, 1559,05 - 1563,15 MHz e 1587,69 - 1591,79 MHz. É interessante referir que alguns dos sinais se sobrepõem aos sinais da rede Galileu e do código GPS. Segundo Dan Levin em "Chinese Square Off With Europe in Space" (The (ew York Times, 23 de Março de 2009), "segundo a política da ITU (International Telecommunications Union), o primeiro país a

utilizar uma frequência específica tem prioridade sobre a mesma, e

os fornecedores de serviços a transmitir na mesma frequência devem garantir que as suas transmissões não interferem com o sinal

autorizado previamente."

O Sistema de Satélites de Navegação Compass (SSNC) é o sistema de navegação por satélite de segunda geração da China capaz de proporcionar um sinal contínuo de geoposicionamento tridimensional global, além de medição de velocidade. O sistema será inicialmente utilizado para fornecer serviços de posicionamento de alta precisão para os utilizadores na China e nas regiões vizinhas, cobrindo uma área de cerca de 120 graus de latitude no Hemisfério Norte. O objectivo a longo termo é o de desenvolver uma rede de navegação por satélite similar ao GPS norte-americano e ao GLONASS russo.

Satélite Desig. Int. ORAD Data

Lançamento Hora UTC

Veículo Lançador Local

Lançamento Compass-M1 2007-011A 31115 13-Abr-07 20:11:00 CZ-3A Chang Zheng-3A (Y13) Xi Chang, LC2 Compass-G2 2009-018A 34779 14-Abr-09 16:16:03 CZ-3C Chang Zheng-3C (Y3) Xi Chang, LC2 Compass-G1 2010-001A 36287 16-Jan-10 16:12:04 CZ-3C Chang Zheng-3C (Y2) Xi Chang, LC2 Compass-G3 2010-024A 36590 2-Jun-10 15:53:04 CZ-3C Chang Zheng-3C (Y4) Xi Chang, LC2 Compass-I1 2010-036A 36828 31-Jul-10 21:30:04 CZ-3A Chang Zheng-3A (Y16) Xi Chang, LC3 Compass-G4 2010-057A 37210 31-Out-10 16:26:04 CZ-3C Chang Zheng-3C (Y5) Xi Chang, LC2 Compass-I2 2010-068A 37256 17-Dez-10 20:20:04 CZ-3A Chang Zheng-3A (Y18) Xi Chang, LC3

Dois níveis de serviço são fornecidos pelo sistema BeiDou. O serviço público para utilização civil é grátis para os utilizadores chineses e tem uma precisão de 10 metros no posicionamento do utilizador, proporcionando sinais de sincronização de tempo com uma precisão de 50 ns e medição de velocidade com uma precisão de 0,2 m/s. O serviço militar é mais preciso, fornecendo informação de estado e uma capacidade de comunicação militar.

Os satélites têm uma massa média de 2.200 kg, sendo 1.100 kg a massa correspondente ao propolente. Os satélites são estabilizados nos seus três eixos espaciais. Os satélites BeiDou são desenvolvidos pelo Instituto de Pesquisa de Tecnologia Espacial do Grupo de Ciência e Tecnologia Espacial da China.

Em Janeiro de 2009 a China anunciava que o seu sistema independente de posicionamento e navegação deverá estar completo em 2015 com um total de trinta satélites, dez dos quais deveriam ser lançados entre 2009 e 2010. No entanto estes planos tiveram de ser alterados devido a problemas técnicos registados no satélite Compass-G2 bem como devido ao problemas com o foguetão lançador CZ-3B Chang Zheng-3B que a 31 de Agosto de 2009 registava um problema a quando do lançamento do satélite de comunicações indonésio Palapa-D. De salientar que existem inúmeros sistemas comuns entre o CZ-3B e o CZ-3C Chang Zheng-3C.

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O primeiro satélite do sistema foi lançado a 30 de Outubro de 2000. O BeiDou-1A foi colocado em órbita por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xi Chang. O satélite foi colocado

numa órbita inicial de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 41.889 km, perigeu a 195 km e inclinação orbital de 25,0º, antes de ficar colocado na sua órbita definitiva a 6 de Novembro, ficando estacionado a 140º longitude Este.

O BeiDou-1B era lançado a 20 de Dezembro de 2000 por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xi Chang. O satélite foi colocado numa órbita inicial de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 41.870 km, perigeu a 190 km e inclinação orbital de 25,0º. O lançamento deste satélite completou o sistema protótipo de dois satélites que deveria fornecer a informação de posicionamento para os serviços de transporte de caminho-de-ferro, auto-estradas e de navegação marítima. O satélite foi posteriormente posicionado na órbita geossíncrona a 80º longitude Este.

O primeiro satélite suplente, o BeiDou-1C, foi lançado a 24 de Maio de 2003 por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xi Chang. O BeiDou-1C foi colocado na órbita geossíncrona a 110º longitude Este. A 2 de Fevereiro de 2007 era lançado o BeiDou-1D por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xi Chang. Este satélite não atingiu a órbita

geossíncrona até Abril do mesmo ano devido a problemas na abertura dos seus painéis solares. Fontes militares norte-americanas referiram também a existência de uma nuvem de detritos na altura em que o satélite deveria operar o seu motor de impulso para o apogeu.

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CZ-3A Chang Zheng-3A (长征三号甲火箭长征三号甲火箭长征三号甲火箭长征三号甲火箭)

O foguetão lançador CZ-3A Chang Zheng-3A é um veículo a três estágios de propulsão líquida cujo projecto foi iniciado em meados dos anos 80 pela Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores. O seu terceiro estágio consome propulsores criogénicos.

O foguetão tem um comprimento total de 55,81 metros e sua massa no lançamento é de 241.000 kg, sendo capaz de colocar 2.600 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

Estágio Primeiro estágio

L-180

Segundo estágio

L-35

Terceiro estágio

H-18

Massa no lançamento (kg) 241.000

Propolente N2O4/UDMH LOX/LH2

Massa do Propolente (kg) 171.775 30.752 18.193

Massa do estágio sem propolente (kg)

9.000 4.000 2.800

Motor 4 x YF-21C

YF-24E

YF-22E (principal)

YF-23C (vernier)

YF-75

Força (k) 2.961,6 742 (principal)

11,8 x 4 (vernier) 4.312

Impulso específico (s) 189 297 440

Imp. esp. nível do mar (s) 259 260 -

Tempo de queima (s) 155 110 470

Diâmetro (m) 3,35 3,35 3,0

Comprimento (m) 23,272 11,276 12,375

Comprimento carenagem (m) 8,887

Diâmetro carenagem (m) 3,35

Comprimento total (m) 55,81

Em comparação com o CZ-3 Chang Zheng-3, o CZ-3A melhora de forma considerável a sua performance e é capaz de duplicar a capacidade de carga na órbita geossíncrona, possuindo um primeiro e segundo estágio melhorado e um terceiro estágio de maiores dimensões. Este foi totalmente redesenhado para ser equipado com o motor YF-75. Em relação ao CZ-3, possui um novo sistema digital avançado.

O desenvolvimento do motor YF-75 demorou cinco anos e foi levado a cabo numa fábrica aberta que não impedia a entrada do ar gelado no Inverno e do calor tórrido do Verão.

O sistema do CZ-3A é composto pela estrutura do foguetão lançador, sistema de propulsão, sistema de controlo, sistema de telemetria, sistema de rastreio e segurança, sistema de controlo de atitude e de gestão de propolente na fase orbital não propulsiva, sistema de utilização de propolente criogénico, sistema de separação e sistema auxiliar.

A estrutura do foguetão actua de forma a suportar as várias cargas internas e externas no lançador durante o transporte, elevação (colocação na plataforma de lançamento) e voo. A estrutura do foguetão também combina todos os subsistemas em conjunto. A estrutura do foguetão é composta pelo primeiro estágio, segundo estágio, terceiro estágio e carenagem de protecção. A figura na página seguinte mostra a configuração do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A.

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O primeiro estágio é composto pela secção inter-estágio, tanque de oxidante, inter-tanque, tanque de combustível, secção posterior, secção de cauda, válvulas e condutas, etc.

O segundo estágio é composto pelo tanque de oxidante, inter-tanque, tanque de combustível, válvulas e condutas, etc.

O terceiro estágio contém o adaptador de carga, secção de equipamento e tanques de propolente criogénico. O adaptador de carga faz a ligação física entre a carga e o foguetão CZ-3A e reparte as cargas entre ambos. O anel da interface no topo do adaptador pode ser uma das interfaces standard internacionais 937B, 1194, 1194A ou 1666. A secção de equipamento é uma placa circular metálica fabricada pelo método de favos de colmeia e com estruturas de reforço. Aqui encontram-se os sistemas aviónicos do lançador. O tanque de propolente do terceiro estágio é termicamente isolado com um anteparo comum, tendo uma forma convexa superior no meio. O anteparo comum possui uma dupla camada térmica isoladora em vácuo. O hidrogénio líquido é abastecido na parte superior do tanque e o oxigénio líquido é armazenado na parte inferior.

A carenagem é composta por uma abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e secção cónica invertida.

O sistema de propulsão, incluindo motores e sistema de fornecimento / pressurização, gera a força dianteira e de controlo necessária para o voo. O primeiro estágio e o segundo estágio, utilizam propolentes armazenáveis, isto é tetróxido de azoto (N2O4) e dimetil hidrazina assimétrica (UDMH). Os tanques de propolente são pressurizados pelos sistemas de propulsão regenerativos. Existem quatro motores em paralelo no primeiro estágio. Os motores podem ser orientados em direcções tangenciais. A força de cada motor é de 740,4 kN. Os quatro sistemas de propulsão utilizam os mesmos motores. Existe um motor principal e quatro motores vernier no segundo estágio. A força total é de 789,1 kN.

O terceiro estágio utiliza propolentes criogénicos, isto é hidrogénio líquido (LH2) e oxigénio líquido (LOX). Dois motores universais em suspensões cardan proporcionam uma força total de 157 kN. O rácio de expansão dos motores é de 80:1 e o impulso específico é de 4.312 Ns/kg. O tanque de LH2 é pressurizado por hélio e por um sistema regenerador, e o tanque de LOX é pressurizado por hélio aquecido e por um sistema regenerador.

O sistema de controlo é utilizado para manter a estabilidade do voo do lançador e para levar a cabo a navegação e / ou orientação segundo o programa de voo pré-estabelecido. O sistema de controlo consiste de uma unidade de orientação, sistema de controlo de atitude, sequenciador, distribuição de energia, etc. O sistema de controlo adopta uma plataforma inercial de quatro eixos, computador de bordo e dispositivos digitais de controlo de atitude. Algumas tecnologias avançadas são aplicadas no sistema de controlo, tais como sequenciadores electrónicos programáveis, decoplagem de três canais, controlo de duplo parâmetro e compensação em tempo real para erros de medição. Estas tecnologias tornam o lançador muito flexível para várias missões.

O sistema de telemetria funciona para medir e transmitir alguns parâmetros dos sistemas do lançador. Alguns dados medidos podem ser processados em tempo real. O sistema de telemetria recebe energia tendo em conta a distribuição dos sensores e codificação dos dados. As medições dos sinais de comando são digitalizadas. O fornecimento de energia e os testes são levados a cabo de forma automática. Os conversores digitais a bordo são inteligentes e cerca de 700 parâmetros são medidos.

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O sistema de rastreio e de segurança mede os dados da trajectória e parâmetros de injecção orbital finais. O sistema também fornece informação para meios de segurança. A auto-destruição do foguetão lançador seria levada a cabo de forma remota caso ocorresse alguma anomalia em voo. O desenho da medição de trajectória e de segurança são integrados em conjunto.

O sistema de controlo de atitude e de gestão de propolente na fase de voo não propulsionada leva a cabo o controlo de atitude e gestão de propolente em órbita e reorienta o lançador antes da separação da carga. Um motor alimentado por hidrazina em pressão trabalha de forma intermitente neste sistema que pode ser accionado repetidamente segundo os comandos recebidos.

O sistema de utilização dos propolentes criogénicos mede em tempo real o nível de propolentes no interior dos tanques do terceiro estágio e ajusta o nível de consumo de oxigénio líquido para tornar os propolentes residuais numa proporção óptima. O ajustamento é utilizado para compensar o desvio da performance do motor, estrutura da massa, carga de propolente, etc., para o propósito de se obter uma maior capacidade de lançamento. O sistema contém um processador, sensores de nível de propolente e válvulas de ajustamento.

Os seguintes esquemas representam a estrutura dos sistemas de propulsão do primeiro, segundo e terceiro estágios.

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Durante a fase de voo do CZ-3A Chang Zheng-3A existem quatro eventos de separação: a separação entre o primeiro e o segundo estágio, a separação entre o segundo e o terceiro estágio, a separação da carenagem e a separação entre a carga e o terceiro estágio.

• Separação entre o primeiro e o segundo estágio – a separação entre o primeiro e o segundo estágio é uma separação a quente, isto é o segundo estágio entra em ignição em primeiro lugar e depois o primeiro estágio é separado com a força dos gases de exaustão após o accionamento de 14 parafusos explosivos.

• Separação entre o segundo e o terceiro estágio – a separação entre o segundo e o terceiro estágio é uma separação a frio. Os parafusos explosivos são accionados em primeiro lugar e depois pequenos retro foguetões no segundo estágio são accionados para gerar a força de separação.

• Separação da carenagem – durante a separação da carenagem, os parafusos explosivos que ligam a carenagem e o terceiro estágio são accionados em primeiro lugar e depois todos os dispositivos pirotécnicos que ligam as duas metades da carenagem são accionados, com a carenagem a ser separada longitudinalmente. A carenagem volta-se para fora apoiada em

dobradiças devido à força exercida por molas.

• Separação entre a carga e o terceiro estágio – a carga está fixa com o lançador ao longo de uma banda de fixação. Após a separação, a carga é empurrada pela acção de molas.

O sistema auxiliar funciona antes do lançamento e inclui unidades de monitorização e de medição no solo tais como verificação do nível de abastecimento de propolente e temperatura, medição da estanquicidade, fornecimento de ar condicionado para a carenagem de protecção, etc.

O sistema de coordenadas do foguetão lançador (OXYZ) tem origem no centro de massa instantâneo do veículo, isto é no centro de massa integrado da combinação carga / veículo lançador, incluindo o adaptador, propolentes e carenagem, etc., caso seja aplicável. O eixo OX coincide com o eixo longitudinal do foguetão. O eixo OY é perpendicular ao eixo OX e estão no interior do plano de lançamento 180º para lá do azimute de lançamento. Os eixos OX, OY e OZ formam um sistema ortogonal que segue a regra da mão direita.

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A atitude de voo do eixo do veículo lançador está definida na figura ao lado. O fabricante do satélite define o sistema de coordenadas do satélite. A relação ou orientação entre o veículo lançador e os sistemas do satélite serão determinados ao longo da coordenação técnica para projectos específicos.

Missões que podem ser realizadas pelo CZ-3A

O foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A é um veículo potente e versátil que é capaz de levar a cabo as seguintes missões:

• Transportar cargas para órbitas de transferência para a órbita geossíncrona (GTO). Esta será a função primária do CZ-3A e o objectivo da sua concepção. Após a separação do CZ-3A, o satélite irá transferir-se da órbita GTO para a órbita geossíncrona GEO). Esta é a órbita operacional na qual o período orbital do satélite coincide com o período de rotação da Terra, 24 horas, e o plano orbital coincide com o plano do equador (ver figura em baixo);

• Injectar cargas numa órbita terrestre baixa (LEO) localizada abaixo de uma altitude média de 2.000 km;

• Injectar cargas em órbitas sincronizadas com o Sol (SSO). O plano destas órbitas encontra-se ao longo da direcção de rotação do eixo de rotação da Terra ou aponta para a rotação da Terra em torno do Sol. A velocidade angular do satélite é igual à velocidade angular média da Terra em torno do Sol.

• Lançar sondas espaciais para lá do campo gravitacional da Terra.

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Performance do CZ-3A Chang Zheng-3A

No total já foram levadas a cabo 18 lançamentos do CZ-3A, tendo uma taxa de sucesso de 100%. O primeiro lançamento do CZ-3A teve lugar a 8 de Fevereiro de 1994, colocando em órbita o satélite tecnológico SJ-4 Shi Jian-4 juntamente com um modelo dos satélites DFH-3, o Kua Fu-1. A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo CZ-3A (Todos os lançamentos são levados a cabo desde o Centro de Lançamentos de Satélites de Xi Chang.).

Lançamento Veículo Lançador

Data de Lançamento Hora (UTC) Satélites

1994-010 Y901201 (?) 8-Fev-94 8:33:53

SJ-4 Shi Jian-4 (22996 1994-010A)

Kua Fu-1 (23009 1994-010B)

1994-080 Y901302 29-ov-94 17:02:00 ZX-6A ZhongXing-6A (23415 1994-080A)

1997-021 CZ3A-3 11-Mai-97 16:17:00 ZX-6 ZhongXing-6 (34798 1997-021A)

2000-003 Y4 (?) 25-Jan-00 16:45:05 ZX-22 ZhongXing-22 (26058 2000-003A)

2000-069 CZ3A-5 30-Out-00 16:02:00 BD-1A BeiDou-1A (26599 2000-069A)

2000-082 CZ3A-6 20-Dez-00 16:20:00 BD-1B BeiDou-1B (26643 2000-082A)

2003-021 Y7 24-Mai-03 8:34:00 BD-1C BeiDou-1C (27813 2003-21A)

2003-052 Y8 14-ov-03 16:01:00 ZX-20 ZhongXing-20 (28080 2003-52A)

2003-042 Y9 19-Out-04 1:20:00 FY-2C Feng Yun-2C (28451 2004-042A)

2006-038 Y10 12-Set-06 16:02:00 ZX-22A Zhongxing-22A 'Feng Huo-3'

(29398 2006-038A)

2006-053 Y11 8-Dez-06 0:53:23 FY-2D Feng Yun-2D (29640 2006-53A)

2007-003 Y12 (?) 2-Fev-07 16:28:00 BD-1D BeiDou-1D (30323 2007-003A)

2007-011 Y13 13-Abr-07 20:11:00 BeiDou-2 'Compass-1M'

(31115 2007-011A)

2007-021 Y15 31-Mai-07 16:08:00 Xinnuo-3 'SinoSat-3' (31577 2007-021A)

2007-051 Y14 24-Out-07 10:05:04.602 Chang'e-1

(32273 2007-051A)

2008-066 Y20 23-Dez-08 00:54:04.330 FY-2E Feng Yun-2E (33463 2008-066A)

2010-036 Y16 31-Jul-10 21:30:04.278 BeiDou-2 'Compass-I1' (36828 2010-036A)

2010-064 Y21 24-ov-10 16:09:04.339 ZX-20A ZhongXing-20A 'Shen Tong-1B'

(37234 2010-064A)

2010-068 Y18 18-Dez-10 20:20:04.378 BeiDou-2 'Compass-I2' (37256 2010-068A)

Em Órbita


Descrição da missão do CZ-3A19

O CZ-3A é principalmente utilizado para missões para a órbita GTO, sendo a GTO standard recomendada ao utilizador do veículo. O CZ-3A coloca a carga numa GTO standard com os seguintes parâmetros a partir de Xi Chang: altitude do perigeu – 200 km; altitude do apogeu – 35.958,2 km, inclinação 28,5º; argumento do perigeu – 179,6º (estes parâmetros representam a órbita instantânea a quando da separação do satélite do terceiro estágio; A altitude do perigeu é equivalente a uma altitude real de 35.786 km na passagem do primeiro perigeu devido a perturbações causadas pela forma oblatada da Terra). Os quadros seguintes mostram a sequência de voo típica do CZ-3C Chang Zheng-3A.

Evento Tempo de Voo (s) Lançamento 0,000 Manobra de arfagem 12,000 Final da queima 1º estágio 146,428 Separação entre 1 / 2º estágio 147,928 Separação da carenagem 236,928 Final da queima do motor principal 2º estágio 258,278 Final da queima dos motores vernier 2º estágio 263,278 Separação entre 2º / 3º estágio; Primeira ignição 3º estágio 264,278 Final da primeira queima 3º estágio 617,299 Início da fase não propulsiva 620,799 Fim da fase não propulsiva / Segunda ignição 3º estágio 1252,513 Final da segunda queima 3º estágio / Início do ajustamento de velocidade 1374,440 Fim do ajustamento de velocidade 1394,440

Separação da carga 1474,440

19 A performance do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A aqui discutida é baseada na assumpção de que o veículo é lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang tendo em conta as limitações relevantes no que diz respeito à segurança e requerimentos de rastreio a partir do solo; tem-se em conta que o azimute de lançamento é de 104º; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação não estão incluídas na massa da carga; o terceiro estágio do CZ-3A transporta a quantidade suficiente de propolente para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade superior a 99,73%; por altura da separação da carenagem de protecção o fluxo aerodinâmico é inferior a 1.135 W/m2; e os valores das altitudes orbitais são determinados em relação a uma Terra esférica com um raio de 6.378 km.

Sequência de voo típica do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A Tabela: Rui C. Barbosa.

Em Órbita


Evento Altitude de Voo (km)

Distância ao Solo (km)

Projecção Latitude Satélite

(º)

Projecção Longitude Satélite

(º) Lançamento 1,825 0,000 28,246 102,027 Final da queima 1º estágio 55,626 79,065 27,908 102,806 Separação entre 1 / 2º estágio 56,804 82,252 27,901 102,838 Separação da carenagem 118,971 324,879 27,317 105,211 Final da queima do motor principal 2º estágio 134,172 403,340 27,118 106,162 Final da queima dos motores vernier 2º estágio 137,844 423,014 27,067 106,200 Separação entre 2º / 3º estágio; Primeira ignição 3º estágio 138,561 426,951 27,057 108,704 Final da primeira queima 3º estágio 195,265 2291,528 21,416 123,541 Início da fase não propulsiva 195,188 2316,632 21,330 123,765 Segunda ignição 3º estágio 194,859 6853,729 2,136 165,766 Final da segunda queima 3º estágio 212,941 7855,140 -2,448 168,520 Fim do ajustamento de velocidade terminal 222,677 8044,293 -3,291 170,000

Separação da carga 287,952 8792,918 -6,599 175,888

Parâmetros característicos da trajectória de voo típica do foguetão CZ-3A. Tabela: Rui C. Barbosa.

O foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y18) com o satélite de navegação BeiDou-2 IGSO-2 'Compass-I2'.

Em Órbita


As carenagens do CZ-3A

A carga está protegida por uma carenagem que a isola de várias interferências da atmosfera, que inclui correntes de ar de alta velocidade, cargas aerodinâmicas, aquecimento aerodinâmico e ruídos acústicos, etc., enquanto que o lançador ascende através da atmosfera. A carenagem proporciona assim à carga um bom meio ambiente.

O aquecimento aerodinâmico é absorvido ou isolado pela carenagem. A temperatura no interior da carenagem é controlada dentro dos limites estabelecidos. Os ruídos acústicos gerados por correntes de ar e pelos motores do lançador são reduzidos para níveis permitidos para a respectiva carga.

A

carenagem é separada e ejectada quando o foguetão lançador voa fora da atmosfera. A altura exacta da separação da carenagem é determinada pelo requisito de que o fluxo de calor aerodinâmico na separação da carenagem seja inferior a 1.135 W/m2.

Vinte e dois tipos de testes foram levados a cabo no desenvolvimento da carenagem do CZ-3A, incluindo testes em túneis de voo, testes térmicos, testes acústicos, testes de separação, testes de análise de modelos, testes de resistência, etc.

O volume estático da carenagem é a limitação física das dimensões máximas da configuração da carga a transportar. O volume estático é determinado pela consideração das deformações estimadas a nível dinâmico e estático do conjunto carenagem / carga por uma variedade de interferências durante o voo. Os volumes variam com diferentes tipos de carenagem e adaptadores de carga. Pode-se permitir que algumas saliências na carga possam exceder o volume estático máximo (Φ3000) da secção cilíndrica da carenagem.

A estrutura da carenagem consiste numa abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e uma secção cónica invertida. A abóbada é um corpo semi-esférico com um raio de 1 metros, uma altura de 0,740 metros e um diâmetro de base de 1,930 metros. Consiste numa concha abobadada, um anel de base, um anel em encapsulamento e reforços.

A concha abobadada é uma estrutura em fibra de vidro com uma espessura de 8 mm. O anel de base, anel de encapsulamento e reforço são fabricados em ligas de alumínio de alta resistência. Uma cintura à base de borracha de sílica cobre o exterior da linha de divisão e um cinturão de borracha está comprimido entre as duas metades. Os cinturões de isolamento exterior e interior impedem a corrente de ar de entrar na carenagem durante o voo.

A parte superior da secção bicónica é um cone de 15º com uma altura de 2,647 metros e a parte inferior é um cone de 15º com uma altura de 1,500 metros. A parte superior e a parte inferior estão interligadas. O diâmetro do anel superior é de 1,930 metros e o diâmetro do anel inferior é de 3,350 metros. A estrutura da secção cilíndrica é idêntica à da secção bicónica, isto é tem uma constituição em favos de mel de alumínio.

A secção cónica invertida é uma estrutura reforçada monocoque. É composta por um anel superior, um anel intermédio, reforços inferiores longitudinais e cobertura com tratamento químico. Estão disponíveis várias portas de acesso nesta secção.

Em Órbita


A superfície exterior da carenagem, especialmente a superfície da abóbada e da secção bicónica, sofre um aquecimento devido à corrente de ar a alta velocidade durante o lançamento. Deste modo, são adoptadas medidas que evitam o aquecimento para garantir que a temperatura na superfície interior seja inferior a 80ºC.

A superfície exterior da secção bicónica e da secção cilíndrica são cobertas por um painel de cortiça especial. O painel na secção bicónica tem uma espessura de 1,2 mm e na secção cilíndrica tem uma espessura de 1,0 mm.

O mecanismo de separação e ejecção da carenagem consiste em mecanismos de abertura laterais, mecanismo de abertura longitudinal e mecanismo de separação, accionados por molas e ganchos.

Cada metade da carenagem é suportada por dois ganchos que estão localizados nos quadrantes I e III. Existem quatro molas de separação em cada metade da carenagem, actuando com um máximo de força de 37,8 kN. Após a separação, cada metade roda sobre uma dobradiça. Quando o ângulo de rotação é superior a 18º/s, dá-se a separação da metade da carenagem.

O mecanismo de separação da carenagem é composto por dobradiças e molas. Cada metade da carenagem é suportada por duas dobradiças que se localizam no quadrante I e III. Existem seis molas de separação colocadas em cada metade da carenagem; o máximo de força exercida por cada mola é de 37,8 kN. Após a abertura da carenagem, cada metade roda em torno de uma dobradiça. Quando a taxe de rotação da metade da carenagem é superior a 18º/s, a carenagem é ejectada. O processo cinemático é exemplificado a seguir.

Podem ser incorporadas na secção bicónica da carenagem e na secção cilíndrica janelas transparentes às radiofrequências RF para fornecer ao satélite a capacidade de transmissão através da carenagem de acordo com as necessidades do utilizador. As janelas transparentes RF são fabricadas em fibra de vidro na qual a taxa de transparência é indicada na tabela ao lado.

Podem ser proporcionadas portas de acesso à secção cilíndrica para permitir um acesso limitado ao satélite após a colocação da carenagem. Algumas áreas da carenagem não podem ser seleccionadas para a localização das janelas de radiofrequência RF.

Em Órbita


O

Complexo de Lançamento

O complexo de lançamento para o foguetão Chang Zheng-3C no Centro de Lançamento de Satélites em Xi Chang, inclui as plataformas de lançamento, torres de serviço, torres umbilical, centro de controlo de lançamento, sistemas de abastecimento, sistemas de fornecimento de gás, sistemas de fornecimento de energia, torres de protecção contra relâmpagos, etc.

As torres de serviço são compostas pelas torres do guindaste, equipamento movível, plataformas, elevadores, sistema de distribuição e fornecimento de energia, condutas de abastecimento para armazenamento do propolente, detectores de incêndio e extintores.

As torres têm uma altura de 90,60 metros. No topo das torres existem dois guindastes. A altura de levantamento efectiva é de 85 metros. A capacidade de carga é de 20.000 kg (guincho principal) e 10.000 kg (guincho suplente). Existem dois elevadores (com uma capacidade de 2.000 kg) para a elevação de pessoal e equipamentos. As torres têm plataformas para operações de verificação e operações de teste do foguetão lançador e da sua carga.

A parte superior das torres é uma área limpa com ambiente controlado. O nível de limpeza é de Classe 100.000 e as temperaturas na área de operação do satélite encontram-se entre os 15 ºC e os 25 ºC. A acoplagem entre a carga e o veículo lançador, teste do satélite, encapsulamento da carenagem e outras actividades são levadas a cabo nesta área. Um guindaste superior telescópico está equipado para levar a cabo estas operações. Este guindaste pode rodar num ângulo de 180º e a sua capacidade é de 8.000 kg.

Nas torres de serviço, a Sala 812 é exclusivamente preparada para a carga. No seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz UPS (Fase 120V, 5kW). A resistência é menos de 1Ω. A área desta sala é de 8 m2.

Para além de um sistema de hidratação, as torres de serviço estão também equipadas com pó extintor e extintores 1211.

As torres umbilicais servem para fornecer ligações eléctricas, condutas de gás, condutas líquidas, bem como as ligações para o satélite e para o foguetão lançador. As torres têm um sistema de braço amovível, plataformas e condutas de abastecimento criogénico. O abastecimento do lançador é levado a cabo através das condutas criogénicas. As torres umbilicais também estão equipadas com sistemas de ar condicionado para a carga e carenagem, um sistema RF, sistemas de comunicações, plataformas rotativas, sistemas de extinção de incêndios, etc. Os cabos de fornecimento de energia são conectados ao satélite e ao lançador através destas torres umbilicais. As condutas do ar condicionado são ligadas à carenagem também através desta torre para

À esquerda o processo dinâmico de separação da carenagem de protecção no foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A.

Esquema do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de satélites de Xi Chang.

Em Órbita


fornecer ar limpo. A limpeza do ar condicionado é de Classe 100.000 e a temperatura encontra-se entre os 15ºC e os 25ºC, com uma humidade entre 35% e 55%.

A Sala 722 das torres umbilicais é exclusivamente preparada para a carga. A sua área é de 8m2 e no seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz/50Hz UPS (Fase 120V/220V/15A). A resistência é menos de 1Ω.

Centro de Controlo de Lançamento

O Centro de Controlo de Lançamento (CCL) é uma estrutura em fortim capaz de resistir a uma explosão violenta. As operações levadas a cabo na torre (tais como testes antes do lançamento, abastecimento, operações de lançamento) do foguetão lançador são controladas desde o CCL. O controlo de lançamento do satélite também pode ser levado a cabo no CCL. A sua área de construção é de 1.000 m2.

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O CCL inclui as salas de teste do veículo lançador, salas de teste dos satélites, sala de controlo de abastecimento, sala de controlo de lançamento, sala de informação para o director de missão, sistema de ar condicionado, passagens de evacuação, etc. Todo o CCL recebe ar condicionado.

Existem duas salas para o teste dos satélites e cada uma tem uma área de 48,6 m2. a temperatura no interior das salas é de 20ºC com variação máxima e mínima de 5ºC. A humidade relativa é de 75%. Em cada sala existem painéis de distribuição de energia 380V/220V, 50Hz e 120V/220V, 60Hz. A resistência é menos de 1Ω. O satélite é conectado com o equipamento de controlo no interior da sala de teste através de cabos umbilicais.

Estão disponíveis no interior das salas sistemas de telefone e de monitorização, bem como na torre e nos restantes locais.

Centro de Controlo e Comando da Missão

O Centro de Controlo e Comando da Missão (CCCM) está localizado a 7 km do local de lançamento. Todo o edifício inclui duas partes: uma é a zona de comando e controlo e a outra é a zona de computação. A zona de comando e controlo consiste em duas áreas: a área de comando e a área de segurança. Em torno da primeira zona encontram-se salas de operação e escritórios. Existem uma sala de visitas no segundo andar e os visitantes podem observar o lançamento em ecrãs de televisão. Existem sistemas de televisão por cabo parta os visitantes.

O CCCM tem como funções comandar todas as operações das estações de rastreio e monitorizar a performance e estado do equipamento, levar a cabo o controlo de segurança após o lançamento, obter informações sobre os parâmetros de localização do lançador a partir de estações e processar estes dados em tempo real, fornecer a aquisição e e obter dados para as estações de rastreio e para o Centro de Controlo de Satélites em Xi’an, fornecer informações à equipa de controlo e levar a cabo o processamento de dados após a missão.

O CCCM possui um sistema de computadores a funcionar em tempo real; um sistema de comando e controlo; levar a cabo a monitorização e fornecimento de controlo, computadores sistemas de conversão D/A e A/D, sistemas de televisão, sistemas de gravação de dados e sistemas de telecomando; sistemas de comunicação, sistemas de temporização e transmissão de dados, e equipamento de impressão e revelação de filme.

Centro de Controlo, Telemetria e Detecção

O Centro de Controlo, Telemetria e Detecção (CCTD) do Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang e o CCTD do Centro de Controlo de Satélites de Xi’an, formam uma rede de Controlo, Telemetria e Detecção para cada missão. O CCTD do Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang consiste na estação de rastreio de Xi Chang, na estação de rastreio de Yibin e na estação de rastreio de Guiyang. O CCTD do Centro de Controlo de Satélites de Xi’an consiste na estação de rastreio de Weinan, na estação de rastreio de Xiamen e nos navios de instrumentação.

O Centro de rastreio de Xi Chang inclui equipamentos ópticos, radar, telemetria e telecomando. É responsável pela medição e processamento dos dados de voo do foguetão lançador e também pelo controlo da zona de segurança. Os dados recebidos e gravados pelo sistema do CCTD são utilizados para o processamento e análise após a missão.

As principais funções do CCTD são o registo dos dados iniciais de voo em tempo real, medição da trajectória do veículo lançador; recepção, gravação, transmissão e processamento dos dados e telemetria do foguetão lançador e do satélite; tomar decisões relativas à segurança; e computar o estado de separação entre o satélite e o lançador e respectivos parâmetros de injecção.

Após o lançamento o foguetão é imediatamente seguido pelo equipamento óptico, de telemetria e por radares em torno do local de lançamento. Os dados recebidos são enviado para CCCM. Estes dados serão inicialmente processados e enviados para as estações respectivas. Os computadores das estações recebem estes dados e levam a cabo a conversão de coordenadas, utilizando esses dados como dados para orientar o sistema do CCTD para obter e seguir o alvo.

Após a detecção do alvo, os dados medidos são enviados para os computadores na estação e para o CCCM para serem processados. Estes dados processados são utilizados para o controlo da segurança do voo. Os resultados das computações são enviados para o

Em Órbita


Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang e para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an em tempo real através de linhas de transmissão de dados.

Em caso de falha durante as fases de voo do primeiro ou segundo estágio, o oficial de segurança tomará uma decisão tendo por base os critérios de segurança.

A injecção orbital da carga é detectada pelos navios de rastreio e enviada para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an. Os resultados são enviados para o CCCM de Xi Chang para processamento e monitorização.

Lançamento do BeiDou-2 IGSO-2 'Compass-I2’

O lançamento do segundo satélite IGSL da rede Compass, teve lugar às 2020:04,378UTC do dia 17 de Dezembro de 2010. Doze segundos após abandonar a Plataforma de Lançamento LC3 do Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang, o foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y18) iniciava uma manobra de arfagem colocando-se no azimute desejado para cumprir a sua missão, colocando o satélite numa órbita com uma inclinação de 55º. A T+2m 26,4s (2022:30,8UTC) ocorria o final da queima do primeiro estágio com a separação entre o primeiro e o segundo estágio a ter lugar a T+2m 27,9s (2022:32,5UTC), ocorrendo de imediato a ignição dos seus motores.

A separação das duas metades da carenagem de protecção tinha lugar a T+3m 56,9s (2024:01,3UTC) e o final da queima do

segundo estágio iniciava-se com o fim da queima do motor principal a T+4m 18,3s (2024:22,7UTC) seguindo-se o final da queima dos motores vernier a T+4m 23,3s (2024:27,7UTC). A separação entre o segundo e o terceiro estágio ocorria 1s mais tarde (2024:28,7UTC).

A primeira ignição do terceiro estágio inicia-se de imediato, terminando a T+5m 17,3s (2025:21,7UTC) e iniciando-se a fase de deriva que decorre entre T+5m 20,8s (2025:25,1UTC) e T+20m 52,5s (2040:56,9UTC), altura em que se inicia a segunda ignição do terceiro estágio.

A segunda ignição do terceiro estágio tem uma duração nominal de cerca de dois minutos terminando às 2042:58,8UTC (T+22m 54,4s). De seguida é levado a cabo um ajustamento de velocidade que termina às 2042:19UTC. A separação do satélite ocorria às 2043:29UTC.

Ao lado e página seguinte: Lançamento do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y18) transportando o satélite de navegação Compass-I2. O lançamento teve lugar a 17 de Dezembro de 2010.

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Em Órbita


Segundo desaire da Índia em 2010 Quando às 1034UTC do dia 25 de Dezembro de 2010 o foguetão GSLV-F06 saia da Plataforma de Lançamento SLP do Centro Espacial Satish Dawan, na Ilha de Sriharikota, poucos podiam imaginar que o dia de Natal ficaria manchado pela sua destruição segundos mais tarde. Em poucos segundos o promissor futuro espacial da Índia foi posto em questão e o adiamento de grandes missões, como a Chandrayaan-2 para a Lua, parece agora quase certo.

O foguetão GSLV

Dependendo então da União Soviética para o lançamento de satélites pesados, as autoridades indianas tomaram a decisão em meados dos anos 80 para o desenvolvimento do foguetão GSLV (Geosynchronous Satellite Launch Vehicle). O foguetão lançador GSLV é um veículo a três estágios de propulsão sólida e líquida, sendo baseado em tecnologias que foram plenamente testadas com o foguetão PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle). Para além de quatro propulsores laterais de propolentes líquidos acoplados ao primeiro estágio para aumentar a performance do veículo, este utiliza um terceiro estágio criogénico. O primeiro e o segundo estágios são iguais ao primeiro e segundo estágio utilizados no PSLV.

A primeira fase de desenvolvimento do GSLV (MkI) utiliza como terceiro estágio o 12KRB de fabrico russo, enquanto que na segunda fase (GSLV MkII) é utilizado um estágio superior criogénico de fabrico inteiramente indiano. A terceira fase de desenvolvimento (GSLV MkIII) verá um lançador com uma capacidade de carga muito superior há actual.

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Na missão F06 o GSLV tinha um comprimento de 51,0 metros e uma massa no lançamento de 418.000 kg. De forma geral o veículo tem um comprimento de 49,0 metros, um diâmetro de 2,8 metros e uma massa no lançamento de 402.000 kg, sendo capaz de colocar 5.000 kg numa órbita terrestre baixa ou cargas de 2.000 kg a 2.500 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

De forma geral define-se o primeiro estágio (GS1) como o conjunto composto pelos quatro propulsores laterais de propolentes líquidos (L40H Vikas) e o estágio central de propolente sólido (S139). Os propulsores laterais L40H Vikas têm um comprimento de 19,7 metros, um diâmetro de 2,1 metros e uma massa de propolente de 42.000 kg. São fabricados em liga de alumínio e consomem UH25 e N2O4. O tempo de queima é de 148 s, desenvolvendo uma força máxima (em vácuo) de 763 kN. O controlo dos propulsores é feita via suspensão Cardan num único plano. Por seu lado, o estágio central tem um comprimento de 20,13 metros, diâmetro de 2,8 metros e uma massa de propolente (HTPB) de 138.000 kg. O seu tempo de queima é de 106,9 s e desenvolve uma força máxima (no vácuo) de 4.768 kN.

O segundo estágio (GS2 Vikas) é composto por um estágio único L37.5H com 11,56 metros de comprimento e um diâmetro de 2,8 metros, tendo uma massa de propolente de 39.400 kg. Fabricado em liga de alumínio, consome propolentes hipergólicos (UH25 e N2O4) e tem um tempo de queima de 137 s, desenvolvendo uma força máxima de 799 kN (no vácuo).

Na primeira fase de desenvolvimento (MkI) foi utilizado o estágio 12KRB de fabrico russo. Este estágio desenvolve uma força de 69 kN e tem um tempo de queima de 720 s. Na segunda fase de desenvolvimento (MkII) é utilizado o estágio C15 de fabrico indiano que tem um comprimento de 9,8 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 15.200 kg de propolentes criogénicos (LOX e LH2) e tem um tempo de queima de 838 s, desenvolvendo uma força de 73,5 kN.

No total foram levados a cabo 7 lançamentos do GSLV, sendo dois na versão 6 na versão MkI e 1 na versão MkII. Destes 7 lançamentos, 2 foram bem sucedidos (MkI), 1 parcialmente bem sucedido (MkI) e 4 falharam (3 MkI e 1 MkII).

O satélite GSAT-5P

O satélite de comunicações GSAT-5P seria o quinto satélite da série GSAT. Era um satélite exclusivamente de comunicações com o objectivo de aumentar os serviços de comunicações proporcionados pelo sistema INSAT20 (Indian (ational SATellite). Com uma massa de 2.310 kg no lançamento, o GSAT-5P transportava 24 repetidores em banda C normais e 12 repetidores em banda C expandidos. O satélite seria colocado numa órbita inicial de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 35.975 km de altitude, perigeu a 170 km de altitude e uma inclinação orbital de 19,3º. O satélite iria manobrar para a sua órbita circular final utilizando de forma repetida o seu motor de apogeu LAM (Liquid Apogee Motor). O GSAT-5P estaria colocado a 55º de longitude Este.

O satélite GSAT-5P tinha uma forma cúbica com as dimensões 1,65 x 1,53 x 2,98 (m). Estava equipado com dois painéis solares no lado Norte e Sul. Sem propolentes tinha uma massa de 975 kg.

20 Comissionada em 1983, o sistema INSAT é o maior sistema de comunicações doméstico na região da Ásia e Pacífico. Presentemente, opera nove satélites: INSAT-2E, INSAT-3A, INSAT-3C, INSAT-3E, Kalpana-1, GSAT-2, INSAT-4A, INSAT-4B e INSAT-4CR, proporcionando serviços de telecomunicações, transmissão de TV, imagens meteorológicas, aviso de desastres, e serviços de busca e salvamento auxiliados por satélite. O sistema INSAT fornece 178 repetidores em banda S, C, C expandida e Ku.

Em Órbita


A propulsão do satélite seria levada a cabo por um motor LAM de 440 N que consumiam MON-3 e MMH para as manobras orbitais. A estabilização seria feita nos três eixos espaciais utilizando sensores solares e terrestres, giroscópios, rodas de reacção e de momento, torques magnéticos e pequenos motores de controlo de reacção de 10 N (oito motores) e 22 n (oito motores).

A energia necessária para a operação do satélite seria fornecida pelos painéis solares de 2.600 W, sendo armazenada em duas baterias de 64 Ah de iões de lítio. O GSAT-5P deveria estar operacional durante 13,7 anos.

Lançamento da missão GSLV-F06

A missão F06 do foguetão Indiano GSLV teve início às 1034UTC do dia 25 de Dezembro de 2010 e terminou 53,8 segundos mais tarde com a destruição do veículo.

Inicialmente este seria um dos dois lançamentos que a Índia tinha previsto para Dezembro de 2010, mas com o adiamento do lançamento do foguetão PSLV-C16 para Janeiro de 2011, todos os esforços se focaram nos preparativos da missão GSLV-F06. Agendado para as 0831UTC do dia 20 de Dezembro, o lançamento acabaria por ser adiado durante a fase de verificações pré-lançamento quando foi detectada uma pequena fuga de hélio numa das válvulas do estágio criogénico superior de fabrico russo. Este facto fez com que não fosse autorizado o início da contagem decrescente de 29 horas que deveria ter início às 0530UTC do dia 19 de Dezembro.

Juntamente com especialistas russos, os técnicos indianos levaram a cabo testes para verificar a integridade da válvula em questão. Os testes foram realizados entre as 2230UTC do dia 21 e as 0230UTC do dia 22, e envolveram o abastecimento de oxigénio líquido ao estágio superior e a reconfiguração dos sistemas do GLSV para a realização destes testes que mostraram que a válvula estava a funcionar de forma estável e como previsto. De facto, a ocorrência destas fugas é normal mas no entanto o adiamento foi decidido porque o fluxo

era superior ao esperado.

Com os resultados satisfatórios, a ISRO decidiu agendar o lançamento para as 1031UTC do dia 25 de Dezembro. A contagem decrescente teve início às 0534UTC do dia 24.

A missão do GSLV-F06 deveria ter uma duração de cerca de 19 minutos. A separação do primeiro estágio deveria ter ocorrido a T+2m 28,8 s e a uma altitude de 68,3 km, seguindo-se a separação da carenagem de protecção a T+3m 46s e a uma altitude de 115,0 km. O final da queima do segundo estágio ocorreria a T+4m 49s a 137 km de altitude, seguindo-se a T+18m 51s o final da queima do terceiro estágio a uma altitude de 250 km. A separação do GST-

5P teria lugar a T+19m 6s. O satélite seria colocado numa órbita inicial com um apogeu a 35.975 km e perigeu a 170 km e inclinação orbital.

Em Órbita


Os segundos iniciais do lançamento foram acompanhados de aplausos por parte dos especialistas que se encontravam no centro de controlo. As imagens televisivas mostravam o foguetão GSLV-F06 a elevar-se sobre a plataforma de lançamento SLP e a executar as manobras iniciais sem problemas ao mesmo tempo que se escutava o comentador referir que o desempenho do veículo era normal. A certa altura foi possível ver-se no entanto o veículo a inclinar-se para um dos lados e logo de seguida dá-se a quebra estrutural da carenagem de protecção, com a destruição física do lançador a ocorrer de seguida.

Os resultados preliminares da investigação que se seguiu ao acidente revelaram que a performance do veículo foi normal até T+47,5 s. Os eventos que levaram à destruição do GSLV-F06 iniciaram-se a T+47,8 s e pouco depois o veículo começou a desenvolver erros cada vez maiores na sua orientação que levaram à acumulação de um ângulo de ataque cada vez mais elevado e a crescentes cargas estruturais que consequentemente originaram a destruição do veículo a T+53,8 s. Um comando de destruição foi emitido a partir do solo a T+64 s após o lançamento, com o voo a ser finalizado ainda durante a queima do primeiro estágio.

A causa primária do acidente esteve relacionada com o imprevisto corte de um grupo 10 cabos localizados na porção inferior do estágio criogénico de fabrico russo. Alguns destes cabos transportam sinais de comando a partir do computador de bordo localizado na secção de equipamento (perto do topo do lançador) para os sistemas de controlo electrónicos dos quatro propulsores laterais de combustível líquido. Estes cabos são separados somente na fase de separação dos estágios a 292 segundos de voo. A separação prematura dos mesmo levou à suspensão do fluxo de informação contínuo para os sistema de controlo do primeiro estágio, levando consequentemente à perda de controlo e à destruição do veículo.

Em Órbita


Novo satélite para a Eutelsat Depois de esclarecidos os problemas que originaram a perda de três satélites de navegação da rede GLONASS a 5 de Dezembro de 2010, foi autorizado o lançamento do satélite KA-SAT naquele que seria o último lançamento orbital da Rússia em 2010. Este lançamento marcava também um final de um ano de sucesso para a International Launch Services que em 2011 prevê levar a cabo o

primeiro lançamento de dois satélites por um só foguetão 8K82KM Proton-M.

O foguetão 8K82KMProton-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 Blok DM. As modificações introduzidas no Proton incluem um novo sistema avançado de aviónicos e uma ogiva com o dobro do volume em relação ao 8K82K Proton-K, permitindo assim o transporte de satélites maiores. Em geral este lançador equipado com o estágio Briz-M, construído também pela empresa Khrunichev, é mais poderoso em 20% e tem maior capacidade de carga do que a versão anterior equipada com os estágios Blok DM construídos pela RKK 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 8S810KM 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, 8S811KM, 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.

O terceiro estágio, 8S812KM, 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.

O quarto estágio, ‘14S43’ Briz-M (Бриз-М), 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 4,0 metros e um comprimento de 2,654 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.

A carenagem de protecção tem 4,35 metros de diâmetro e um comprimento de 11,6 metros (estes valores podem variar dependendo do tamanho do satélite).

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Lançamento Data Hora (UTC) º Série Plataforma Satélites 2009-075 29-Dez-09 00:21:59.988 93510 / 99510 LC200 PU-39 DirecTV-12 (36131 2009-075A) 2010-002 28-Jan-10 00:17:59.994 53535 / 88527 LC81 PU-24 Raduga-1M 'Globus-1M' (36358 2010-002A) 2010-006 12-Fev-10 00:39:40.013 53532 / 99511 LC200 PU-39 Intelsat-16 (36397 2010-006A 2010-010 20-Mar-10 18:26:56.965 93514 / 99514 LC200 PU-39 EchoStar-XIV (36499 2010-010A) 2010-016 24-Abr-10 11:18:59.984 93511 / 99512 LC200 PU-39 SES-1 (36516 2010-016A) 2010-025 3-Jun-10 22:00:07.997 93512 / 99513 LC200 PU-39 Badr-5 'Arabsat-5B' (36592 2010-025A) 2010-034 10-Jul-10 18:40:35.599 93515 / 99515 LC200 PU-39 EchoStar-15 (36792 2010-034A) 2010-053 14-Out-10 18:53:20.986 93516 / 99517 LC81 PU-24 Sirius XM-5 (37185 2010-053A) 2010-061 14-ov-10 17:29:19.979 93513 / 99516 LC200 PU-39 SkyTerra-1 (37218 2010-0061A) 2010-069 26-Dez-10 21:50:59.972 93517 / 99518 LC200 PU-39 KS-SAT (37258 2010-069A)

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).

O satélite KA-SAT

Construído pela EADS Astrium, o satélite de comunicações KA-SAT será operado pela Eutelsat e tem uma vida útil de 15 anos. É baseado na plataforma EuroStar E3000 e a sua massa no lançamento era de 6.150 kg, tendo uma massa de 3.200 kg sem propolentes. As suas dimensões são 3,443 x 3,714 x 5,836 m.

O satélite está equipado com repetidores de banda Ka e quatro antenas de transmissão de multi-spotbeam21 num total de 82 spotbeams.

Para o fornecimento de energia o KS-SAT está equipado com dois paneis solares e a energia para as fases de eclipse orbital é armazenada numa bateria de iões de lítio.

O satélite irá operar a 9º longitude Este na órbita geossíncrona.

21 Define-se spotbeam como um sinal de satélite que é especialmente concentrado a nível de energia. Os spotbeams são utilizados para que as estações de recepção terrestres localizadas numa determinada área de recepção possam receber o sinal.

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

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Lançamento do satélite KA-SAT

Os diferentes componentes do foguetão 8K82KM Proton-M chegaram ao cosmódromo de Baikonur nos dias 27 e 28 de Outubro de 2010, com o estágio Briz-M a chegar neste último dia. O satélite KA-SAT chegava a Baiknur a 19 de Novembro.

Brevemente interrompidos pelos acontecimentos de 5 de Dezembro, os preparativos para o lançamento decorreram normalmente. O foguetão foi transportado para a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 no dia 24 de Dezembro.

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Com a contagem decrescente a decorrer sem problemas, o último lançamento russo de 2010 acabou por ter lugar às 2150:59,972UTC do dia 27 de Dezembro. Segundo os dados fornecidos pela GKNPTs Khrunichev a separação do KA-SAT teve lugar às 0703:00,453UTC do dia 28 de Dezembro. A tabela na página seguinte mostra os tempos das diferentes fases do voo.

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Tempo de voo previsto Valores medidos Evento do ciclograma de voo (h:m:s) (s) (s) Desvio

Fim da activação da giro plataforma -00:00:05.000 -5.000 -5.000 0.000 Ignição 1º estágio -00:00:01.750 -1.750 -1.756 0.006 Lançamento 00:00:00.000 0.000 0.000 0.000

Ignição do 2º estágio 00:01:55.377 115.377 114.950 0.427 Separação 1º - 2º estágio 00:01:59.627 119.627 120.259 0.632 Ignição vernier 3º estágio 00:05:23.781 323.781 324.600 0.819 Fim da queima do 2º estágio 00:05:26.481 326.481 327.320 0.839 Separação 2º - 3º estágio 00:05:27.181 327.181 328.040 0.859 Ignição 3º estágio 00:05:29.581 329.581 330.465 0.884

Separação carenagem 00:05:44.982 344.982 345.801 0.819 Indicação da separação da carenagem 00:05:46.883 346.883 345.899 0.984

Comando preliminar 00:09:30.131 570.131 570.851 0.720 Comando principal 00:09:42.058 582.058 581.763 0.295

Separação da Unidade Orbital 00:09:42.222 582.222 582.091 0.131 MCI 1 – ignição 00:11:02.222 662.222 662.241 0.019 MS 1 – ignição 00:11:16.222 676.222 676.266 0.044

MCI 1 – final da queima 00:11:18.122 678.122 678.167 0.045 MS 1 – final da queima 00:15:42.562 942.562 937.034 5.528 MCI 2 – ignição 01:07:13.000 4.033.000 MS 2 – ignição 01:07:33.000 4.053.000 4.053.336 0.336

MCI 2 – final da queima 01:07:34.900 4.054.900 4.055.171 0.271 MS 2 – final da queima 01:25:18.861 5.118.861 5.106.106 12.755 MCI 3 – ignição 03:27:48.000 12.468.000 MS 3 – ignição 03:28:12.000 12.492.000 12.492.276 0.276

MCI 3 – final da queima 03:28:13.900 12.493.900 12.494.373 0.473 MS 3 – final da queima 03:39:18.565 13.158.565 13.156.811 1.754 MCI 4 – ignição 03:40:02.765 13.202.765

Separação do tanque auxiliar 03:40:08.565 13.208.565 13.206.716 1.849 MCI 4 – final da queima 03:40:10.765 13.210.765 13.208.977 1.788

MCI 5 – ignição 03:41:27.756 13.287.756 MS 4 – ignição 03:41:35.756 13.295.756 13.295.700 0.056

MCI 5 – final da queima 03:41:37.465 13.297.465 13.297.844 0.379 MS 4 – final da queima 03:47:51.234 13.671.234 13.667.500 3.734 MCI 6 – ignição 08:52:58.000 31.978.000 31.978.226 0.226 MS 5 – ignição 08:53:08.000 31.988.000 31.988.253 0.253

MCI 6 – final da queima 08:53:09.900 31.989.900 31.990.219 0.319 MS 5 – final da queima 08:58:59.510 32.339.510 32.338.477 1.033 Separação do KS-SAT 09:12:00.000 33.120.000 33.120.289 0.289

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O último lançamento de 2010 A sexta e última missão da Arianespace em 2010 foi também o último lançamento orbital do ano. A missão V199 foi uma nova missão dupla, colocando em órbita dois novos satélites de comunicações. Com esta missão, a Arianespace mantém a sua cadência de lançamentos em preparação para um novo ano que deverá ver o aparecimento do novo lançador Vega e os primeiros lançamentos dos foguetões Soyuz desde Kourou.

A missão V199 A missão V199 colocou em órbita os satélites Hispasat-1E, para o operador espanhol de comunicações por satélite Hispasat, e o Koreasat-6 (também designado Mugungwha-6), para o operador coreano Korea Telecom Corporation.

A escolha da Arianespace pelos operadores e fabricantes internacionais é um claro reconhecimento da excelência desta companhia nos serviços de lançamentos. Tendo por base a sua provada fiabilidade e disponibilidade, a Arianespace continua a confirmar a sua posição no mercado internacional do lançamento de satélites. O foguetão Ariane-5ECA é neste momento o único veículo capaz de colocar em órbita duas cargas pesadas.

O satélite Hispasat-1E (em baixo) foi o sexto satélite colocado em órbita pela Arianespace para o operador espanhol. Em 1992 e 1993 a empresa europeia colocou em órbita os satélites de comunicações Hispasat-1A e Hispasat-1B, enquanto que em 1995 e 1996 colocava em órbita os satélites XTAR-Eur e Spainsat. Por seu lado, o satélite Koreasat-6 (em baixo à esquerda) é o segundo satélite lançado pela Arianespace para a Korea Telecom Corporation.

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Características Hispasat-1E Koreasat-6

Cliente • Hispasat • Korea Telecom Corporation

Fabricante principal • Space Systems/Loral

• Orbital Scienes Corporation e Thales Alenia Space

Missão • Satélite de telecomunicação • Satélite de telecomunicações

Massa: • Massa total no lançamento: 5 320 kg • Massa sem propolentes: 2 175 kg

• Massa total no lançamento: 2 850 kg • Massa sem propolentes: 1 150 kg

Estabilização • Estabilização nos três eixos • Estabilização nos três eixos

Dimensões • 5,4 x 2,8 x 2,2 m • Envergadura em órbita: 26,7 m

• 4,3 x 2,3 x 3,2 m • Envergadura em órbita: 18 m

Plataforma • LS 1300 • Star-2

Carga • 53 repetidores banda Ku • Capacidade Ka adicional

• 30 repetidores banda Ku

Fornecimento de energia

• 12.4 kW (no final da vida útil) • Bateria de iões de lítio

• 5.307 W (no final da vida útil)

Tempo de vida útil • 15 anos • 15 anos

Posição orbital • 30° Oeste • 116° Oeste

Área de cobertura • Europa e América • Coreia do Sul e países vizinhos

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

Os propulsores laterais de combustível sólido desenvolvem mais de 90% da força inicial no lançamento. Designados P241 (Ariane-5 EAP “Etage Acceleration a Poudre”) cada propulsor tem um peso bruto de 278.330 kg, pesando 38.200 kg sem combustível e desenvolvendo 660.000 kgf no vácuo. O Ies é de 275 s (Ies-nm de 250 s) e o Tq é de 130s. Os propulsores laterais têm um comprimento de 31,6 metros e um diâmetro de 3,05

metros. Estão equipados com um motor P241 que consome combustível sólido constituído por uma mistura de 68% de perclorato de amónia (oxidante), 18% de alumínio (combustível) e 145 polibutadieno (substância aglutinante).

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

O primeiro estágio do foguetão Ariane-5ECA, denominado H173 (EPC “Etage Principal Cryotechnique”), tem um comprimento de 30,5 metros e um diâmetro de 5,46 metros. Tem um peso bruto de 186.000 kg e um peso sem combustível de 12.700 kg. No lançamento desenvolve 113.600 kgf (vácuo), com um Ies de 434 s (Ies-nm de 335 s) e um Tq de 650 s. O seu motor criogénico Vulcain-2 (com um peso de 1.800 kg, diâmetro de 2,1 metros e comprimento de 3,5 metros) é capaz de desenvolver 132.563 kgf no vácuo, com um Ies 440 s e um Tq de 605 s. Tal como o Vulcain, utilizado no primeiro estágio do Ariane-5G, o Vulcain-2 consome LOX e LH2. O Vulcain-2 é desenvolvido pela Snecma.

O H173 é capaz de transportar mais 15.200 kg de propolente devido a modificações feitas no tanque de oxigénio líquido. Na parte superior do H173 encontra-se a secção de equipamento VEB (Vehicle Equipment Bay) do Ariane-

5ECA onde são transportados os sistemas eléctricos básicos, sistemas de orientação e telemetria, e o sistema de controlo de atitude. A secção de equipamento é desenvolvida pela Astrium SAS e tem uma altura de 1,13 metros e um peso de 950 kg.

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Lançamento Missão Veículo lançador

Data de Lançamento

Hora Satélites

2009-035 V189 L547 1-Jul-09 17:52:09 TerreStar-1 (35496 2009-035A)

2009-044 V190 L548 21-Ago-09 22:09:00 JCSat-12 (35755 2009-044A) Optus-D3 (35756 2009-044B)

2009-054 V191 L549 1-Out-09 21:59:00 Amazonas-2 (25942 2009-054A)

GMS-2A 'SatcomBW-2A' (25943 2009-054B)

2009-058 V192 L550 29-Out-09 20:00:00 SS-12 (36032 2009-058A) Thor-6 (36033 2009-058B)

2010-021 V194 L551 21-Mai-10 22:01:00 ASTRA-3B (36581 2010-021A)

COMSATBw-2 (36582 2010-021B)

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

Arabsat-5A (36745 2010-033B)

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

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

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

BSAT-3b (37207 2010-056B)

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

Intelsat-17 (37238 2010-065B)

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

Características do veículo L555 A missão V199 foi o 55º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 6º em 2010. Este foi o 51º Ariane-5 da fase inicial de produção, sendo o 29º lançador do contrato PA no qual a Astrium é a principal responsável. Consequentemente, o veículo L557 é o 30º lançador completo a ser entregue à Arianespace, integrado e verificado sob responsabilidade da Astrium.

Na sua configuração dupla e utilizando o sistema Sylda-5 “A” (Sylda-5 n.º 41-A) e uma carenagem longa (construída pela RUAG Aerospace) com uma altura total de 17 metros e um diâmetro de 5,4 metros, o satélite Hispasat-1E ocupou a posição superior colocado sobre um adaptador PAS 1194 VS (desenvolvido pela RUAG Aerospace Sweden) e o satélite Koreasat-6 a posição inferior colocado sobre um adaptador PAS 1194 C (desenvolvido pela EADS CASA). A carenagem estava protegida pelo novo produto FAP (Fairing Acoustic Protection), que é utilizado desde a missão V175 (veículo L534).

A missão V199 O principal objectivo da missão V199 era o de colocar os satélites Hispasat-1E e Koreasat-6 numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 35.786 km de altitude, perigeu a 250 km de altitude e inclinação orbital de 3,0º.

A performance total necessária para a concretização da missão, tendo em conta os adaptadores e a estrutura Sylda-5, era de 9.259 kg (8.170 kg correspondiam aos dois satélites). O total de massa para esta missão é menor do que a capacidade máxima do lançador (na ordem dos 9.500 kg para uma missão GTO standard com uma inclinação de 6º). De notar que a maior parte da margem de performance é utilizada para reduzir a inclinação orbital.

A 25 de Agosto de 2008 a Arianespace anunciava que havia assinado um contrato para o lançamento do

satélite Koreasat-6 enquanto que a 3 de Fevereiro de 2009 era anunciado que o satélite Hispasat-1E também seria colocado em órbita pela empresa europeia.

O processo de integração do foguetão Ariane-5ECA (L557) teve início a 10 de Novembro de 2010 com a colocação do estágio EPC na plataforma móvel de lançamento no interior do edifício BIL (Basic Integration Building). Neste mesmo dia era realizada a revisão dos procedimentos da campanha de lançamentos por todos os elementos envolvidos. A 11 de Novembro procedeu-se à transferência e posicionamento dos dois propulsores laterais de combustível sólido EAP e no dia 12 realizou-se a integração entre os dois EAP e o EPC. O sistema compósito superior foi colocado em posição a 15 de Novembro. O satélite Hispasat-1E chega a

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Kourou no dia 20 e o Koreasat-6 chega a 26. Ambos os satélites são transferidos para o edifício de preparação de carga S1B. O Ariane-5ECA (L557) é transferido do BIL para o FAB (Final Assembly Building) a 3 de Dezembro.

O abastecimento do Hispasat-1E tem lugar entre 11 e 15 de Dezembro, enquanto que o abastecimento do Koreasat-6 ocorre entre 15 e 18 de Dezembro. O satélite espanhol é colocado no seu adaptador a 16 de Dezembro, sendo transferido para o FAB no dia seguinte e integrado no adaptador Sylda no dia 18. A integração da carenagem no adaptador Sylda e a integração do satélite coreano no seu adaptador têm lugar a 19 de Dezembro, sendo transferido para o FAB no dia 20 e integrado no lançador a 21.

No dia 22 de Dezembro têm lugar os preparativos finais do estágio ESC-A e controlo das cargas a serem colocadas em órbita. Neste dia dá-se a integração do conjunto composto superior com o satélite Hispasat-1E no lançador. O ensaio final do lançamento teve lugar a 23 de Dezembro.

A 24 e 26 de Dezembro o Ariane-5ECA é armado para o lançamento e neste dia tem lugar a Launch Rediness Review, com os preparativos finais para o lançamento. No final do Flight Readiness Review é dada a luz verde para o transporte do lançador para o Complexo de Lançamento ELA3 que ocorre a 27 de Dezembro. Neste mesmo dia dá-se o abastecimento da esfera de hélio do estágio EPC.

A contagem decrescente final inicia-se a H0 – 7h 30m e inclui todas as operações de preparação do lançador, satélites e base de lançamento. A execução correcta de todas as operações leva à autorização da ignição do motor Vulcain seguindo-se a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido na hora de lançamento seleccionada, o mais cedo possível dentro da janela de lançamento para os satélites. A contagem decrescente termina com uma sequência sincronizada gerida pelos computadores do Ariane-5ECA e que se inicia a H0 – 7 m. Em alguns casos, uma sequência pré-sincronizada pode ser necessária para optimizar o abastecimento do estágio criogénico principal. Se uma paragem na contagem decrescente coloca o tempo Ho fora da janela de lançamento, o lançamento é adiado para D+1 ou D+2, isto é um ou dois dias depois da data inicial de lançamento, dependendo do problema e da solução adoptada.

A janela de lançamento para a missão V199 decorria entre as 2126UTC e as 2215UTC do dia 28 de Novembro.

A T-7h 30m, no início da contagem decrescente final, procede-se á verificação dos sistemas eléctricos e aos procedimentos de preparação e configuração do EPC e do motor Vulcain para o condicionamento térmico e posterior abastecimento. Os preparativos finais da plataforma de lançamento decorrem a T-6h com o encerramento de portas, remoção das barreiras de segurança e configuração dos circuitos de fluidos em preparação do abastecimento do lançador. Nesta fase, o programa de voo é inserido nos computadores do Ariane-5ECA e procede-se ao teste das ligações de rádio entre o lançador e o centro de controlo. O alinhamento das unidades de orientação inercial decorre nesta fase dos preparativos para o lançamento. A evacuação do pessoal técnico da plataforma de lançamento ocorre a T-5h e inicia-se o abastecimento do EPC em quatro fases: primeiro, dá-se a pressurização dos tanques de abastecimento (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); segundo, procede-se ao condicionamento térmico das condutas de abastecimento para assim poderem lidar com as baixas temperaturas dos propolentes criogénicos (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); terceiro, dá-se o abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 2h); e finalmente quarto, mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.

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

O condicionamento térmico do motor Vulcain ocorre a T-3h. Os preparativos para o início da sequência sincronizada têm lugar a T-30m (1809UTC) e a sequência sincronizada iniciou-se às 1832UTC (T-7m)22. As operações da sequência sincronizada são controladas de forma automática e exclusivamente pelo computador operacional de verificação e comando CCO (Operational Checkout-Computer) localizado no Complexo de Lançamento ELA3. Durante esta sequência, todos os elementos que estão envolvidos no lançamento são sincronizados pelo tempo de contagem decrescente distribuídos por todo o centro espacial. Durante a fase inicial, e até H0 – 6s, o lançador é gradualmente transferido para a sua configuração de voo pelo computador CCO. Se a sequência sincronizada é suspensa, o lançador é transferido de forma automática para a sua configuração a H0 – 7m. Na segunda fase da sequência (uma fase irreversível) que decorre entre H0 – 6s até H0 – 3,2s, a sequência sincronizada já não é dependente da contagem decrescente do centro espacial, operando de acordo com um relógio interno. A fase final é a ignição do lançador. A sequência de ignição é controlada exclusivamente pelo computador de bordo OBC (On-Board Computer). Os sistemas no solo executam um número de acções em paralelo com a sequência de ignição de bordo.

22 Numa contagem decrescente standard a sequência sincronizada inicia-se a T-7m, incorporando-se todas as operações finais do lançador até ao lançamento. No entanto, na missão V173, a sequência sincronizada teve início a T-12m para cumprir os parâmetros necessários para a missão.

Em Órbita


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A tentativa de lançamento levada a cabo a 28 de Dezembro foi suspensa a T-7m antes do início da Sequência Sincronizada devido à ocorrência de ventos fortes em altitude que certamente poriam em perigo o desempenho do lançador. Apesar de se aguardar até ao

final da janela de lançamento (que foi prolongada até às 2225UTC), os responsáveis não autorizaram o lançamento e este foi adiado por 24 horas. Para o dia 29 de Dezembro a janela de lançamento decorria entre as 2127UTC e as 2215UTC, e desta vez tudo decorreu sem problemas

A H0 – 6m 30s finaliza o abastecimento de hidrogénio líquido e de oxigénio líquido com os volumes de propolente ao nível necessário para a missão. Nesta altura são abertas as válvulas de inundação de segurança da plataforma de lançamento e são armadas as barreiras das condutas de segurança pirotécnicas. A esfera de hélio do estágio ESC-A é isolada a H0 – 6m. A H0 – 4m dá-se a pressurização dos tanques do estágio EPC, o isolamento dos tanques e início da purga da interface umbilical entre os sistemas do solo e o estágio EPC. Nesta altura é finalizado o abastecimento de oxigénio líquido ao estágio superior, fazendo-se a transição do oxigénio líquido para a pressão de voo. O final do

abastecimento de hidrogénio líquido ao estágio superior dá-se a H0 – 3m 40s e procede-se ao cálculo do tempo H0, verificando-se que o segundo computador de bordo foi alterado para ‘modo de observação’. A H0 – 3m 10s o hidrogénio líquido do estágio superior criogénico encontra-se na pressão de voo. O valor do H0 é inserido nos dois computadores de bordo a H0 – 3m e é comparado com o valor a H0 no solo.

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

selagem das válvulas do estágio.

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

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

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

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

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

O lançamento da missão V199 teve lugar às 2127UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,31s. A T+12,6s iniciava-se a manobra de inclinação e a T+17,1s iniciava-se a manobra de rotação do lançador em torno do seu eixo longitudinal. Esta manobra terminava a T+32,05s. A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 20s e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu às T+3m 9s.

A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal às T+7m 44s) e a T+8m 55s terminava a queima do estágio criogénico principal EPC, com a sua separação a ter lugar a T+9m 01s. A ignição do estágio criogénico superior ocorria às T+9m 5s e os dados telemétricos do lançador começavam a ser recebido pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 34s, começando a ser recebidos na estação de Libreville às T+18m 26s) e na estação de Malindi às T+23m 9s).

O final da queima do estágio superior ESC-A ocorria a T+25m 2s com o lançador a entrar na fase balística. A separação do satélite Hispasat-1E satélite separava-se ocorreu às 2154UTC (T+27m 27s). O conjunto agora formado pelo estágio ESC-A, pelo adaptador Sylda-5 e pelo satélite Koreasat-6. Logo após a separação do Hispasat-1E iniciava-se o procedimento de orientação do conjunto em preparação da separação do adaptador Sylda-5 que ocorria a T+29m 46s. De seguida iniciava-se a manobra de orientação para a separação do satélite coreano que ocorria às 2201UTC (T+34m 12s).

Com os dois satélites agora em órbita, era tempo de colocar o estágio ESC-A numa órbita segura e afastada dos satélites. Numa primeira fase o estágio era colocado sem rotação e de seguida era orientado para a manobra de separação, colocado com uma rotação de 45º/s. O tanque de oxigénio era depois colocado em modo passivo.

Após a separação ambos os satélites utilizariam os seus próprios meios de propulsão para atingir a órbita geossíncrona.

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Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo entre nos meses de Novembro e Dezembro de 2010. 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)

02 ov. 0058:39 2010-058A 37212 Meridian M-3 14A14 Soyuz-2-1A/Fregat (167/1022) GIK-1 Plesetsk, LC43/4 (39393 / 957 / 62,82 / 717,68) 04 ov. 1837:12 2010-059A 37214 FY-3B Feng Yun-3B CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7) Taiyuan, LC2 2.200 (828 / 825 / 97,71 / 101,43) 06 ov. 0220:03 2010-060A 37216 COSMO SkyMed-4 Delta-2 7420-10C (D350) Vandenberg AFB, SLC-2W 1.900 (623 / 622 / 97,86 / 97,15) 14 ov. 1729:20 2010-061A 37218 SkyTerra-1 8K82KM Proton-M/Briz-M (93513/99516) Baikonur, LC200 PU-39 5.360 (35802 / 35772 / 6,01 / 4136,1) 20 ov. 0124 2010-062A 37222 USA-217 (STPSat-2) Minotaur-IV Kodiak, LP-1 180 (Parâmetros orbitais não disponíveis) 2010-062B 37223 USA-218 (RAX) 3 (Parâmetros orbitais não disponíveis) 2010-062C 37224 USA-219 (O/OREOS) 5 (Parâmetros orbitais não disponíveis) 2010-062D 37225 USA-220 (FASTSAT-HSV01 'STP-S26') 140 (Parâmetros orbitais não disponíveis) 2010-062E 37226 USA-221 (FalconSat-5) (Parâmetros orbitais não disponíveis) 2010-062F 37227 USA-222 (FASTRAC-A 'Sara-Lily, Nanosat 3A') 15 (Parâmetros orbitais não disponíveis) USA-222 (FASTRAC-B 'Emma, Nanosat 3B') 15 (Parâmetros orbitais não disponíveis) - - NanoSail-D2 4 - 2010-062J 37230 Ballast-A (Parâmetros orbitais não disponíveis) 2010-062K 37231 Ballast-B (Parâmetros orbitais não disponíveis) 21 ov. 2258 2010-063A 37232 USA-223 (NRO L-32) Delta-IV Heavy (D351) Cabo Canaveral AFS, SLC-37B (Parâmetros orbitais não disponíveis) 24 ov. 1609:04 2010-064A 37234 ZX-20A ZhongXing-20A CZ-3A Chang Zheng-3A (Y19) Xi Chang, LC3 2.300 (35796 / 35778 / 0,46 / 1436,1) 26 ov. 1839 2010-065A 37237 Hylas-1 Ariane-5ECA (V198) CSG Kourou, ELA3 2.570 (35834 / 35635 / 0,03 / 1433,44)

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2010-065B 37238 Intelsat-17 5.540 (35805 / 35768 / 0,01 / 1436,09) 05 Dez. 1025:19 2010-F03 - Uragan-M 8K82KM Proton-M/DM-03 (53537/1L) Baikonur, LC81 PU-24 1.415 - Uragan-M 1.415 - Uragan-M 1.415 08 Dez. 1542 2010-066A 37244 Dragon-C1 Falcon-9 (F-2) Cabo Canaveral AFS, SLC-40 (306 / 281 / 34,55 / 90,39) – Regressou à Terra a 8 de Dezembro de 2010 2010-066B 37245 QbX2 (354 / 242 / 34,54 / 89,46) 2010-066C 37246 SMDC ONE (235 / 214 / 34,63 / 88,98) 2010-066D 37247 Perseus-003 (190 / 179 / 34,52 / 88,18) – Reentrou na atmosfera a 31 de Dezembro de 2010 2010-066E 37248 Perseus-001 (183 / 176 / 34,53 / 88,08) – Reentrou na atmosfera a 31 de Dezembro de 2010 2010-066F 37249 QbX1 (197 / 185 / 34,53 / 88,32) 2010-066G 37250 Perseus-002 (193 / 183 / 34,52 / 88,25) – Reentrou na atmosfera a 31 de Dezembro de 2010 2010-066H 37251 Perseus-000 (190 / 180 / 34,52 / 88,19) – Reentrou na atmosfera a 31 de Dezembro de 2010

2010-066J 37252 Caerus/Mayflower (194 / 179 / 34,53 / 88,23) 15 Dez. 1909:25 2010-067A 37254 Soyuz TMA-20 (ISS25S) 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-034) Baikonur, LC1 PU-5 (355 / 348 / 51,65 / 91,57) 17 Dez. 2020:04 2010-068A 37256 BeiDou-2 IGSO-2 'Compass-I2' CZ-3A Chang Zheng-3A (Y18) Xi Chang, LC3 (35856 / 35720 / 55,23 / 1436,14) 25 Dez. 1034 2010-F04 - GSAT-5P GSLV-F06 Satish Dawan SHAR, Sriharikota, SLP 2.310 26 Dez. 2151:00 2010-069A 37258 KA-SAT 8K82KM Proton-M/Briz-M (93517/99518) Baikonur, LC200 PU-39 5.800 (35764 / 3704 / 24,56 / 699,87) 29 Dez. 2127 2010-070A 37264 Hispasat-1E Ariane-5ECA (V199/L557) CSG Kourou, ELA3 5.270 (35786 / 35783 / 0,07 / 1435,98) 2010-070B 37265 Koreasat-6 (Mugungwha 6) 2.622 (35780 / 35731 / 0,06 / 1434,53)

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Outros Objectos Catalogados Data Lançamento Des. Int. ORAD Designação Veículo Lançador Local de Lançamento 08 Dezembro 2010-066K 37253 Último estágio Falcon-9 (F-2) Cabo Canaveral AFB, SLC-40 15 Dezembro 2010-067B 37255 Blok-I 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-034) Baikonur, LC1 PU-5 17 Dezembro 2010-068B 37257 H-18 (CZ3A-19/Y18)) CZ-3A Chang Zheng-3A (Y18) Xi Chang, LC3 26 Dezembro 2010-069B 37259 Objecto B 8K82KM Proton-M/Briz-M (93517/99518) Baikonur, LC200 PU-39 26 Dezembro 2010-069C 37260 Objecto C 8K82KM Proton-M/Briz-M (93517/99518) Baikonur, LC200 PU-39 24 Fevereiro 2007-055R 37261 (Destroço) H-2A/202 (F12) Tanegashima, Yoshinobu LP-1 MLP3 24 Fevereiro 2007-055S 37262 (Destroço) H-2A/202 (F12) Tanegashima, Yoshinobu LP-1 MLP3 24 Fevereiro 2007-055T 37263 (Destroço) H-2A/202 (F12) Tanegashima, Yoshinobu LP-1 MLP3 29 Dezembro 2010-070C 37266 Objecto C Ariane-5ECA (V199/L557) CSG Kourou, ELA3 29 Dezembro 2010-070D 37267 Objecto C Ariane-5ECA (V199/L557) CSG Kourou, ELA3

Regressos / Reentradas A tabela indica os satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram no mês de Dezembro de 2010. Estas informações são cedidas pelo Space Track. Ree: reentrou na atmosfera terrestre; Reg: regressou após a missão.

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

03 Dez. Ree. 1993-036RJ 33977 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6379 03 Dez. Ree. 1993-036AXE 36043 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6379 06 Dez. Ree. 1991-065D 31709 Blok-L 8K78M Molniya-M/L 17 Setembro NIIP-53 Plesetsk, LC43/4 7020 08 Dez. Ree. 1993-036AUF 35892 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6384 08 Dez. Reg. 2010-066A 37244 Dragon-C1 Falcon-9 (F-2) 08 Dezembro Cabo Canaveral AFS, SLC-40 0 11 Dez. Ree. 2002-049C 28439 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y6) 27 Outubro Taiyuan, LC1 2967 11 Dez. Ree. 1999-025P 29725 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 4233 13 Dez. Ree. 2009-042CR 37163 (Destroço) Briz-M (99507) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93507/99507) 11 Agosto Baikonur, LC200 PU-39 489 14 Dez. Ree. 2010-049C 37172 Blok-I 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat (002/1014) 17 Setembro Baikonur, LC31 PU-6 88 15 Dez. Ree. 1997-070H 32023 (Destroço) 8K82K Proton-K/DM-2M (38201/8L) 12 Novembro GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 4781 16 Dez. Ree. 2010-060B 37217 Delta-K (D350) Delta-2 7420-10C (D350) 06 Novembro Vandenberg AFB, SLC-2W 40 16 Dez. Ree. 1998-067CB 37221 (Destroço) ISS 18 Dez. Ree. 1997-051UP 35930 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 4843 19 Dez. Ree. 2010-067B 37255 Blok-I 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-034) 15 Dezembro Baikonur, LC1 PU-5 4 20 Dez. Ree. 2006-015N 37243 (Destroço) YaoGan Weixing-1 CZ-4C Chang Zheng-4B/2 (Y1/Y9) 27 Abril Taiyuan, LC1 1698 22 Dez. Ree. 1983-113H 37988 (Destroço) DMSP B5D2-2 Atlas-E (58E) / Star-37S-ISS 18 Novembro Vandenberg AFB, SLC-3W 9896 22 Dez. Ree. 2010-066J 37252 Caerus/Mayflower Falcon-9 (F-2) 08 Dezembro Cabo Canaveral AFS, SLC-40 14 24 Dez. Ree. 1993-036XX 34677 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6400 26 Dez. Ree. 1977-065DU 10345 (Destroço) Delta-2914 (618/D132) 14 Julho Cabo Canaveral AFS, LC-17B 12218 27 Dez. Ree. 1993-036VE 34568 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6403

Em Órbita


28 Dez. Ree. 1999-025CEW 31747 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 4250 28 Dez. Ree. 1997-051DT 34108 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 4853 22 Dez. Ree. 2010-066G 37250 Perseus-002 Falcon-9 (F-2) 08 Dezembro Cabo Canaveral AFS, SLC-40 23 22 Dez. Ree. 2010-066H 37251 Perseus-000 Falcon-9 (F-2) 08 Dezembro Cabo Canaveral AFS, SLC-40 23 22 Dez. Ree. 2010-066D 37247 Perseus-003 Falcon-9 (F-2) 08 Dezembro Cabo Canaveral AFS, SLC-40 23 22 Dez. Ree. 2010-066E 37248 Perseus-001 Falcon-9 (F-2) 08 Dezembro Cabo Canaveral AFS, SLC-40 23

Em Órbita


País ou Objectos em órbita Objectos que reentraram Organização (1) (2) (3) Total (1) (2) (3) Total ------------------------------------------------------------------------------- AB 11 0 0 11 1 0 0 1 AC 4 0 0 4 0 0 0 0 Algéria 2 0 0 2 0 0 0 0 Argentina 8 0 0 8 2 0 0 2 AUS 13 1 0 14 2 0 0 2 BERM 1 0 0 1 0 0 0 0 Brasil 12 0 0 12 0 0 0 0 CA 31 0 3 34 1 0 2 3 CHBZ 3 0 73 76 0 0 11 11 Chile 1 0 0 1 0 0 0 0 Rússia 1450 970 3600 602 2452 2710 8803 13965 Colômbia 1 0 0 1 0 0 0 0 República Checa 5 0 0 5 1 0 0 1 Dinamarca 4 0 0 4 0 0 0 0 Egipto 4 0 0 4 0 0 0 0 ESA 46 6 38 90 8 7 15 30 ESRO 0 0 0 0 7 0 3 10 EUMETSAT 5 0 2 7 0 0 0 0 EUTELSAT 34 0 0 34 0 0 0 0 FGER 2 0 0 2 0 0 0 0 França 49 125 307 481 8 60 601 669 Alemanha 42 0 1 43 14 0 1 15 GLOB 66 0 0 66 0 0 1 1 Grécia 2 0 0 2 0 0 0 0 IM 12 0 0 12 0 0 0 0 Índia 43 13 118 174 9 9 263 281 Indonésia 11 0 0 11 1 0 0 1 Irão 1 0 0 1 1 1 0 2 IRID 0 0 0 0 1 0 12 13 Israel 10 1 0 11 3 5 0 8 ISS 5 0 1 6 0 0 71 71 IT 17 2 0 19 9 0 1 10 ITSO 72 0 0 72 1 0 0 1 Japão 125 43 36 204 27 55 134 216 Luxemburgo 16 0 0 16 1 0 0 1 Malásia 6 0 0 6 0 0 0 0 México 7 0 0 7 0 0 0 0 NATO 8 0 0 8 0 0 0 0 Holanda 12 0 0 12 1 0 0 1 NICO 1 0 0 1 0 0 0 0 Nigéria 2 0 0 2 0 0 0 0 Noruega 6 0 0 6 0 0 0 0 ORB 41 0 0 41 0 0 0 0 Paquistão 2 0 0 2 1 0 0 1 Portugal 1 0 0 1 0 0 0 0 China 105 6 331 492 56 80 429 565 ROC 8 0 0 8 0 0 0 0 RP 1 0 0 1 0 0 0 0 África do Sul 2 0 0 2 0 0 0 0 Arábia Saudita 12 0 0 12 0 0 0 0 SEAL 1 25 3 29 0 3 0 3 Coreia do Sul 11 0 0 11 0 0 0 0 Espanha 12 0 0 12 1 0 0 1 STCT 1 0 0 1 0 0 0 0 Suécia 13 0 0 13 0 0 0 0 Suíça 1 0 0 1 0 0 0 0 Tailândia 7 0 0 7 0 0 0 0 Turquia 6 0 0 6 0 0 0 0 Emiratos Árabes U. 4 0 0 4 0 0 0 0 Reino Unido 28 2 0 30 9 0 4 13 Estados Unidos 1153 647 3062 4862 876 01 848 325 Uzbequistão 1 0 0 1 0 0 0 0 Venezuela 1 0 0 1 0 0 0 0 Vietname 1 0 0 1 0 0 0 0 ----------------------------------------------------------------- Totais 3557 1891 10593 16041 3487 3527 14181 21195 ----- TOTAL 37236

(1) Carga (2) Últimos estágios (3) Destroços

Em Órbita


Lançamentos orbitais previstos para Fevereiro e Março de 2011 Dia Lançador Carga Local

Fevereiro 1 14A05 Rokot/Briz-KM (6309793568/72517) Geo-IK-2 n.º 11L GIK-1 Plesetsk, LC133/3 1 (?) PSLV-C16 Resourcesat-2 Satish Dawan SHAR, Sriharikota Ils., FLP YouthSat X-Sat 5 Minotaur-I NRO L-66 Vandenberg AFB, SLC-6 15 Ariane-5ESV (V200) ATV-2 'Johanes Kepler' CSG Kourou, ELA3 15 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat (208/1035) GLONASS-K1 (11L) GIK-1 Plesetsk, LC43/4 24 (?) OV-103 Discovery STS-133 Centro Espacial Kennedy, LC-39A 23 Taurus-3110 Glory; KySat Vandenberg AFB, SLC-576-E Hermes; Explorer-1 Prime ?? 14A18 Dnepr-1 Sich-2; NX Dombarovskiy, LC13 NigeriaSat-2; RASAT EDUSAT; AprizeSat-5 AprizeSat-6; PQ-Gmini++ 1 PQ-Gmini++ 2; PQ-Gmini++ 3 PQ-Gmini++ 4 Março 4 Atlas-V/501 X-37B OTV-2 FLT-1 Cabo Canaveral AFS, SLC-41 11 Delta-IV Medium+(4,2) NRO L-27 Cabo Canaveral AFS, SLC-37B 19 11A511U-FG Soyuz-FG/Fregat (Б15000-033/1019) Kanopus-V n.º 1; BKA Baikonur, LC31 PU-6 MKA-FKI No. 1 (Zond-PP) ADS-1B; TET 29 Rokot/Briz-KM (4926391835/72515) Gonets-M n.º 13L GIK-1 Plesetsk, LC133/3 Gonets-M n.º 14L Rodnik; Yubileyniy-2 30 11A511U-FG Soyuz-FG (И15000-036) Soyuz TMA-21 (ISS-26S) Baikonur, LC1 PU-5 31 8K82KM Proton-M/Briz-M (93518/99519) SES-3; KazSat-2 Baikonur, LC200 PU-39 31 Atlas-V/501 NRO L-34 Vandenberg AFB, SLC-3E

Em Órbita


Próximos Lançamentos Tripulados

24 (?) de Fevereiro de 2010 STS-133 / ISS-ULF 6 OV-105 Discovery (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)

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

Em Órbita


1 de Abril de 2011 STS-134 / ISS-ELC 3 OV-105 Endeavour (25) 10 dias Mark Edward Kelly (4), Gregory Harold Johnson (2), Edward Michael Fincke (3), Gregory Errol Chamitoff (2), Andrew Jay Feustel (2), Roberto Vittori (3) 31 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

Em Órbita


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

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

Em Órbita


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

Futuras Expedições na ISS

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

Em Órbita


Expedição 27 A Expedição 27 será composta por Dmitri Yuriyevich Kondratiyev (Comandante - Rússia), Catherin Grace Coleman (EUA), Paolo Nespoli (Itália), Alexander Mikhailovich Samokutyayev (Rússia), Andrei Ivanovich Borisenko (Rússia) e Ranald John Garan, Jr. (EUA), sendo estes três últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-21 a 30 de Março de 2011. Kondratiyev, Coleman e Nespoli regressam à Terra a 16 de Maio de 2011 a bordo da Soyuz TMA-20.

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

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

Em Órbita


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

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

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

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

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

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

Em Órbita


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

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

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

Data Hora ome Lançador Local Aititude (km)

25 ov 0450 ??? Agni I Wheeler Island, LC4 300 04 Dez 0421 ECOMA-7 ike-Orion Andoya 135 05 Dez 1911 ??? RT-2PM Topol GTsP-4 Kapustin Yar 1000 06 Dez. 1719 Maracati-2 Orion (V03) Alcântara 103 06 Dez 1730 ASA 41.087 T Heyne Terrier-Orion Wallops Island 120 10 Dez 0431 ??? Agni II+ Wheeler Island, LC4 - 12 Dez 0638:00 ASA 40.062UE REU Black Brant-XII Andoya 500 12 Dez 1535 MICROG-1A VSB-30 (VO7) Alcântara 242 13 Dez 0324:30 ECOMA-8 ike-Orion Andoya 138 15 Dez 1957 Alvo FTG-06A LV-2 Ilha de Meck 1000 15 Dez 2003 FTG-06A GBI Vandenberg AFB, LF23 1000 19 Dez 0236 ECOMA-9 ike-Orion Andoya 135

25 de Novembro – Agni I Às 0450UTC do dia 25 de Novembro de 2010 a Índia levou a cabo com sucesso um ensio com um míssil Agni I. O lançamento teve lugar desde o Complexo de Lançamento IV da Zona de Teste Integrados localizada na Ilha de Wheeler, na costa Este da Baía de Bengala. O lançamento foi seguido por redares, sistemas de telemetria e sistema electro-ópticos localizados ao longo trajectória seguida pelo Agni I

O desenvolvimento do míssil Agni foi decidido após a Guerra de Kargil para preencher uma falha crítica existente entre o míssil Prithvi de curto alcance e o míssil Agni II de alcance intermédio. O Agni I tem 14 metros de comprimento, 1 metros de diâmetro, uma massa de 12.000 kg e transporta uma ogiva de 1.000 kg, tendo um alcance de 700 km. Tem um único estágio a propolente sólido.

4 de Dezembro – ECOMA-7 / Nike-Orion Todos os dias a atemosfera terrestre é atingida por entre 10.000 kg a 100.000 kg de material meteórico que na sua maior parte se encendeia devido ao atrito atmosférico a altitudes entre os 70 km e os 100 km. As partículas de fumo originárias destes eventos há muito que foram propostas como desempenhando um papel importante numa grande variedade de processos atmosféricos. O principal objectivo científico do projecto ECOMA é o de determinar a densidade numérica e a distribuição em altitude destas partículas na atmosfera média.

Em Órbita


Esta campanha foi composta pelo lançamento de três cargas para estudar o efeito da chuva de estrelas da Géminidas na propriedade das partículas de fumo meteórico. Para este propósito um foguetão-sonda foi lançado antes desta chuva de estrelas, um outro no pico do fenómeno e um outro após o fenómeno.

O projecto ECOMA (Existence and Charge State of Meteoric Dust

Grains in the Middle Atmosphere) foi um projecto bilateral entre a Alemanha e a Noruega que envolveu um total de nove foguetões-sonda distribuídos por quatro campanhas lançadas desde o Centro Espacial de Andøya entre 2006 e 2010.

Às 0421UTC do dia 4 de Dezembro teve lugar o lançamento de um foguetão-sonda Nike-Orion que transportou o ECOMA-7 que seria recuperado com sucesso às 0615UTC pelo navio Strønstad após atingir uma altitude de 135 km.

5 de Dezembro – RT-2PM Topol Um míssil balístico intercontinental RT-2PM Topol (РТ-2ПМ Тополь) foi lançado com sucesso às 1911UTC do dia 5 de Dezembro a partir do Cosmódromo GTsP-4 Kapustin Yar, situado na região de Astrakan – Rússia, atingindo o seu alvo em Sary-Shagan no Cazaquistão. Este foi o segundo lançamento deste tipo levado a cabo em 2010 com o primeiro a ter lugar a 28 de Outubro a partir do Cosmódromo GIK-1 Plesetsk.

6 de Dezembro – Maracati-2 / Improved Orion Foi realizado com sucesso o lançamento do foguetão-sonda Orion V03 a partir do Centro de Lançamento de Alcântara às 1719UTC do dia 6 de Dezembro. O foguetão-sonda atingiu um apogeu de 104 km, conforme a trajetória prevista. O Orion V03, de menor envergadura do que o foguetão-sonda VSB-30, foi assim utilizado para os testes preliminares da Operação Maracati II.

Na Operação Maracati II, o VSB-30 seria lançado com a carga útil MICROG-1A, da agência espacial alemã DLR, levando ao espaço dez experiências de universidades e de diversas instituições brasileiras.

Os testes realizados com o veículo Orion V03 permitiram o trabalho de preparação e de verificação das comunicações entre as estações e as diversas instalações para a Operação Maracati II.

A equipa do IAE começou a trabalhar na montagem do foguetão-sonda, juntamente com a equipa da DLR, no dia 22 de Novembro, sendo o propulsor e a carga útil do lançador as primeiras partes a serem montadas. Após os preparativos do propulsor do Orion V03 e da sua montagem completa, realizados no dia 24, as medições foram iniciadas no Centro de Lançamento de Alcântara e o lançamento realizado a 6 de Dezembro.

6 de Dezembro – NASA 41.087 NT Heyne / Terrier-Orion Às 1730UTC do dia 6 de Dezembro um grupo de recém graduados em funções no Jet propulsion Laboratory, levaram a cabo o lançamento de um foguetão-sonda que atingiu os 120 km de altitude. O lançamento teve lugar a partir de Wallops Insland, Novo México, e o foguetão Terrier-Orion transportava a missão NASA 41.087 NT Heyne com quatro câmaras a abordo. Estas câmaras gravaram imagens do solo ao longo do voo. Os dados obtidos serão comparados com os actuais mapas para o desebvolvimento de algoritmos de modelos do território. O projecto deverá assim melhorar a precisão das descidas na superfície de Marte e em outras localizações.

Em Órbita


10 de Dezembro – Agni II+ Às 0431UTC do dia 10 de Dezembro, a Índia levava a cabo o teste do míssil de alcance intermédio Agni II+ (ao lado) com capacidade nuclear. O lançamento teve lugar desde o Complexo de Lançamento IV da Zona de Teste Integrados localizada na Ilha de Wheeler.

O Agni II+ é uma versão melhorada do míssil Agni II desenvolvido pela Organização de Defesa de Desenvolvimento e Investigação. O míssil tem um alcance entre os 2.500 km e os 3.000 km, preenchendo a falha entre o Agni II (com um alcance de 2.500 km) e o Agni III (com um alcance de 3.000 km).

Apresar das informações iniciais indicarem que este lançamento inaugural do Agni II+ havia tido sucesso, a verdade é que após deixar o seu transporte móvel o míssil acabou por cair na Baía de Bengala depois de se ter desviado da sua trajectória. Curiosamente uma falha similar havia ocorrido a 25 de Setembro com um míssil Prithvi-II.

12 de Dezembro – NASA 40.062UE RENU / Black Brant-XII

O projecto RENU (Rocket Experiment for (eutral Upwelling) teve como objectivo a investigação da ressurgência neutral nas cúspides atmosféricas. Os dados adiquiridos serão utilizados para uma melhor compreensão deste problema, com instrumentação adicional localizada em Svalbard a obter mais informações.

A carga transportada a bordo da missão NASA 40.062UE RENU incluía instrumentos de medição dos gases neutros, instrumentos para a medição do campo magnético e eléctrico, e instrumentação para a medição da precipitação de partículas.

O lançamento estava inicialmente previsto para ter lugar a 28 de Novembro de 2010, mas foi adiado devido a problemas técnicos

com a carga a transportar. Uma nova tentativa foi levada a cabo a 1 de Dezembro mas as operações foram suspensas devido a condições de lançamento não satisfatórias. Estas mesmas razões levaram a adiamentos sucessivos a 2 e 3 de Dezembro. Devido ao lançamento do projecto ECOMA a contagem decrescernte para a missão NASA 40.062UE RENU foi suspensa a 4 de Dezembro e uma nova tentativa foi feita no dia seguinte mas que acabou por ser adiada devido à falta das condições científicas desejadas para a investigação. O lançamento foi também adiado sucessivamente por 24 horas entre os dias 7 e 11 de Dezembro, acabando por ter lugar com sucesso às 0638:00UTC do dia 12 de Dezembro (ao lado).

Em Órbita


12 de Dezembro – MICROG-1A / VSB-30 (VO7) Às 1535UTC do dia 12 de Dezembro era lançado desde o Centro de Lançamento de Alcântara um foguetão-sonda VSB-30 que transportou 10 experiências de universidades e instituições de investigação científica. O lançamento, que faz parte da Operação Maracati II, marcou o encerramento das atividades do Centro em 2010 que, realizou sete operações de lançamentos durante o ano. Neste lançamento um dos grandes desafios era a recuperação da carga útil que transportava as experiências, operação essa que foi realizada com sucesso após a sua amaragem no Oceano Atlântico.

O VSB-30 atingiu um apogeu de 241,9 km e teve um tempo de vôo de 16 minutos. A carga útil caiu no mar, a 196 km de distância da costa.

As experiências a bordo estavam relacionadas com a Biologia, Genética, Tecnologia Aeroespacial e experiências de GPS com maior precisão. Esta foi a primeira vez que a carga útil foi recuperada com precisão em uma operação realizada no Brasil.

Em Órbita


13 de Dezembro – ECOMA-8 / Nike-Orion Às 0324:30UTC do dia 13 de Dezembro teve lugar o segundo lançamento no projecto ECOMA. Um foguetão-sonda Nike-Orion transportou o ECOMA-8 que atiniu uma altitude de 138,3 km.

15 de Dezembro – Alvo FTG-06A / LV-2 Um teste de intercepção balística foi iniciao às 1957UTC do dia 15 de Dezembro com o lançamento de um veículo alvo por um lançador LV-2 (um míssil Trident-C modificado) a partir da Ilha de Meck; Kwajalein. O alvo seria interceptado minutos mais tarde por um veículo lançado desde a Base Aérea de Vandenberg, Califórnia.

15 de Dezembro – FTG-06A / GBI Após o lançamento de um veículo alvo a partir da Ilha de Meck, o veículo de intercepção GBI (Ground-Based Interceptor) foi lançado desde o Complexo de Lançamento LC-23 localizado na zona Norte da Base Aérea de Vandenberg. O lançamento teve lugar às 2003UTC.

19 de Dezembro – ECOMA-9 / Nike-Orion Às 0236UTC do dia 19 de Dezembro teve lugar o terceiro e último lançamento no projecto ECOMA (ECOMA-9). O lançamento havia sido adiado repetidamente desde o dia 15 de Dezembro devido às más condições do mar no local de recolha e devido à más condições científicas. Um foguetão-sonda Nike-Orion transportou o ECOMA-9 que atiniu uma altitude de 135 km.

Em Órbita


Cronologia Astronáutica (LXIII) Por Manuel Montes

-Julho de 1946: A (aval Air Facility estado-unidense muda o seu nome para (aval Air Missile Test Center. O centro será cenário de numerosos ensaios com mísseis.

-Julho de 1946: Sergei Korolev inicia o desenho de uma V-2 melhorada. Possuirá maiores tanques para os propolentes e um motor cujo impulso terá sido aumentado de 25 para 32 toneladas.

-Julho de 1946: O número de Julho / Agosto da revista Army Ordnance Journal apresenta um artigo de Martin Summerfield e Frank Malina no qual se sugere adicionar um foguetão WAC Corporal a uma V-2. O primeiro actuaria como segunda etapa e poderia alcançar uns 600 km de altitude, o qual suporia um novo recorde. Mas para tal teria que resolver o problema da separação dos dois veículos a altas velocidades, assim como a ignição do motor do WAC no vácuo.

-1 de Julho de 1946: A empresa (orth American Aviation Corporation preparara o documento "A Preliminary Study on the Use of (uclear Power in Rocket Missiles". O uso de energia nuclear em mísseis, como método de propulsão, atrai um certo interesse, apesar de ainda estar longe de se concretizar.

-3 de Julho de 1946: É criado o centro OKB-456, donde Glushko dirigirá o desenho de motores de foguetão de altas prestações. Neste centro serão testados os motores da V-2 alemã, assim como o novo motor RD-100, a actualização soviética dos motores alemães.

-9 de Julho de 1946: O ensaio dos novos mísseis balísticos e de cruzeiro origina o problema de encontrar um lugar apto que evite colocar em perigo a população. Nesta data, um subcomité do Guided Missile Committee of the Joint Chiefs of Staff propõe a procura de um território para ensaios com as dimensiones adequadas.

-9 de Julho de 1946: A V-2 número 7 despega desde White Sands e alcança cerca de 134 km de altitude. O seu objectivo é a obtenção de dados sobre os raios cósmicos e solares. Conseguem-se as primeiras informações da ionosfera, apesar dos instrumentos ficarem destruídos com o posterior impacto.

-19 de Julho de 1946: A V-2 número 8 explode aos 28 segundos de voo e alcança só 6 km de altitude. O seu objectivo consistia no estudo da ionosfera mas uma falha na bomba do oxigénio líquido aborta a missão.

-30 de Julho de 1946: A V-2 número 9 alcança a máxima altitude até à data (161 km). A cápsula com os instrumentos que analisaram os raios cósmicos é separada com êxito do foguetão mas depois não é possível a sua localização.

-9 de Agosto de 1946: A criação do instituto soviético de investigação científica NII-88 supõe a organização de três estruturas relacionadas, incluindo uma fábrica experimental, um departamento de desenho (SKB) e diversas secções especializadas em diferentes problemas (motores, aerodinâmica, telemetria...). Dentro do SKB, a secção dedicada aos mísseis balísticos de largo alcance é atribuída a Sergei Korolev, que actuará como desenhador chefe. Korolev reunirá a numerosas personalidades da engenheira soviética, como Mishin, Chertok, Tikhonravov, etc.

-11 de Agosto de 1946: A Auxiliar Flight Research Station, em Wallops, agora uma divisão do Langley Research Department, passa a denominar-se Pilotless Aircraft Research Station.

-15 de Agosto de 1946: A V-2 número 10 tem problemas no seu sistema de orientação e despenha-se. O motor apaga-se aos 18 segundos. O seu objectivo devia ser a investigação dos raios cósmicos.

-21 de Agosto de 1946: O (aval Research Laboratory encarrega a empresa Glenn L. Martin da construção do foguetão Neptune (depois renomeado como Viking). A Reaction Motors se ficara encarregue motor. O contrato original será por 10 foguetões, cuja carga útil é superior à do Aerobee, o outro foguetão sonda em desenvolvimento nesta época. O Viking deverá substituir a V-2 quando as existências se esgotem. Terá 14 metros de altura e cerca de 1 metro de diâmetro. Estará equipado com quatro aletas e com um motor novo (orientável) capaz de proporcionar 93 kN durante 66 segundos.

-22 de Agosto de 1946: A V-2 número 11 sofre uma falha no seu sistema de giroscópios e aborta o seu lançamento aos 6 segundos de ignição do motor. A sua missão devia ser a medição da pressão e densidade atmosféricas.

-Setembro de 1946: Os soviéticos começam a tentar copiar a V-2 no seu próprio território. Modelos posteriores possuirão melhoras idealizadas por Korolev e pela sua equipa de engenheiros.

-17 de Setembro de 1946: Realiza-se um voo de ensaio com êxito do míssil Nike.

Em Órbita


-28 de Setembro de 1946: Malina e Summersfield assistem ao sexto Internacional Congress for Applied Mechanics, em Paris, e apresentam a sua ideia de utilizar foguetões de vários estágios para alcançar maiores altitudes. O trabalho denomina-se "The Problem of Escape from Earth by Rocket" e manifesta a possibilidade de usar estes veículos para analisar a radiação cósmica.

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”.

Em Órbita


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

Os 10 mais experientes

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Em Órbita


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

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

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

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

Em Órbita


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

Rússia 108 Canadá 9 Espanha 1

Estados Unidos 331 Arábia Saudita 1 Eslováquia 1

Checoslováquia 1 Holanda 2 África do Sul 1

Polónia 1 México 1 Israel 1

Alemanha 10 Síria 1 China 6

Bulgária 2 Afeganistão 1 Brasil 1

Hungria 1 Japão 8 Suécia 1

Vietname 1 Reino Unido 1 Malásia 1

Cuba 1 Áustria 1 Coreia do Sul 1

Mongólia 1 Bélgica 2

Roménia 1 Suíça 1 TOTAL – 517

França 9 Itália 5

Índia 1 Ucrânia 1

Em Órbita


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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

, que é simplesmente a magnitude da mudança de velocidade.

Em Órbita


Parâmetros orbitais Apogeu: ponto de altitude máxima da órbita.

Perigeu: ponto de altitude mínima da órbita.

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

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

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

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

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

Movimentação média (Mean motion - n): velocidade angular média do satélite (em revoluções por dia) em uma órbita elíptica: n = 2.π /T onde T é o período orbital. Parâmetro relacionado com o tamanho da órbita (distância do satélite à Terra).

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

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

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

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

Em Órbita


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

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

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

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

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

em Órbita n.º 106 janeiro de 2011

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