China lança satélite sino-francês SVOM

A China colocou em órbita o satélite SVOM destinado a estudar as distantes erupções de raios gama.

O lançamento do SVOM teve lugar às 0700UTC do dia 22 de Junho de 2024 e foi realizado pelo foguetão Chang Zheng-2C (Y50) a partir do Complexo de Lançamento LC3 do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang, província de Sichuan.

Todas as fases do lançamento decorreram como previsto e as cargas a bordo foram colocadas nas órbitas predeterminadas. A bordo foi também lançado o satélite CATCH-1.

O observatório SVOM

 A missão SVOM (Space-based multi-band astronomical Variable Objects Monitor) – também designado “Zhongfa Tianwen Weixing” (中法天文卫星) – é uma missão sino-francesa dedicada ao estudo das explosões de estrelas mais distantes, as erupções de raios gama. A missão é o resultado de uma colaboração entre as duas agências espaciais nacionais, a CNSA (Administração Espacial Nacional da China) e o CNES (Centro Nacional de Estudos Espaciais), com as principais contribuições do Instituto de Pesquisa sobre as Leis Fundamentais do Universo (Irfu ) e o Instituto de Pesquisa de Astrofísica e Planetologia (IRAP), para a França, e o Observatório Astronómico Nacional (NAO) e o Instituto de Alta Energia de Pequim (IHEP), para a China.

O satélite tem uma massa de 930 kg para uma carga útil de 450 kg, e irá oprar numa órbita terrestre baixa com uma inclinação de 30º, altitude de 625 km e período orbital de 96 min.

A missão transporta quatro instrumentos principais, dos quais dois são franceses (ECLAIRs e MXT) e dois são chineses (GRM e VT):  telescópio ECLAIRs detecta e localiza explosões gama na banda de raios X e raios gama de baixa energia (de 4 a 250 keV); o telescópio MXT (Microchannel X-ray Telescope) para a observação de explosão gama na faixa de raios X suaves (0,2 a 10keV); o GRM (Gamma Ray Burst Monitor) para medir o espectro de explosões de alta energia (de 15 keV a 5000 keV); e o telescópio VT (Visible Telescope) operando na faixa do visível para detectar e observar a emissão visível produzida imediatamente após uma explosão gama.

As observações feitas a partir do espaço serão complementadas por um grande segmento terrestre composto por: a câmara de campo amplo GWAC (Ground-based Wide Angle Camera) para estudar desde o solo na faixa visível, a emissão imediata de parte das rajadas detectadas; e pelos telescópios robóticos GFTs (Ground Follow-up Telescopes) que medem com precisão as coordenadas da explosão de raios gama.

O satélite CATCH-1

Com uma massa de cerca de 40 kg, o satélite CATCH-1 (Chasing All Transients Constellation Hunters 1) – também designado “Catch Kexue Weixiao”( 科学微小卫星) – é um microssatélite chinês para resolver a falta de capacidades de observação de acompanhamento na era da astronomia no domínio do tempo. O sastélite irá estudar o universo dinâmico por meio de observações de acompanhamento de raios X de vários transientes de vários comprimentos de onda e multimensageiros, como contrapartes electromagnéticas de eventos de ondas gravitacionais, binários de raios X, explosões rápidas de rádio, magnetares e explosões de raios gama.

O Instituto de Física de Altas Energias da Academia Chinesa de Ciências propôs o projeto CATCH com o objectivo de realizar observações multialvo, contínuas e multiparâmetros de fontes variáveis ​​massivas. O Instituto de Inovação em Microssatélites da Academia Chinesa de Ciências é responsável pelo seu desenvolvimento.

O CATCH-1 é o primeiro satélite de teste para uma constelação de 126 satélites. A constelação será composta por três tipos de satélites, cada um servindo a um propósito científico diferente. Os satélites Tipo A são usados ​​para monitorização de tempo imediato após a descoberta do alvo. Com base nos resultados obtidos de satélites tipo A, os satélites tipo B são implantados para observações mais aprofundadas de temporização, imagens e acompanhamento espectroscópico, e os satélites tipo C, por outro lado, são projectados especificamente para medições de polarização. Assim, o CATCH-1 é um protótipo para satélites classe A.

A sua principal tarefa é a de realizar a verificação em órbita de tecnologias espaciais, como espelhos leves de foco de raios X, sistemas detectores de desvio de silício, câmaras de detecção remota, capacidades de direção rápida de satélite, mecanismos de extensão de alta precisão e controlo inteligente, e colaborar com a observação e alerta precoce do satélite astronómico sino-francês SVOM para realizar rapidamente observações de oportunidade e promover a cooperação subsequente entre a China e a França.

O foguetão Chang Zheng-2C

O desaire com o foguetão lançador Chang Zheng-2A levou a uma intervenção política de alto nível por parte das autoridades chinesas em meados dos anos 70. Em resultado, deu-se total prioridade ao controlo de qualidade no desenvolvimento dos componentes dos lançadores. Todos os sistemas eléctricos foram reforçados e realizou-se uma CZ-2C_2014-03-30_22-10-05nova campanha de testes de vibração de componentes chave do veículo no solo que teve uma duração de dez meses. As alterações ao foguetão foram tão importantes que o novo veículo recebeu uma nova designação, o Chang Zheng-2C (长征二号丙).

Este veículo é o lançador chinês por excelência para missões para a órbita terrestre baixa, sendo o foguetão mais utilizado pela China. Para responder às necessidades dos clientes internacionais, a Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores desenvolveu um novo estágio superior, o SD (Smart Dispenser), que começou a ser utilizado comercialmente em finais de 1990 e que levou a cabo sete missões bem sucedidas para colocar em órbita satélites da rede Iridium. O foguetão Chang Zheng-2C está disponível em três versões:

a) A versão básica: lançador CZ-2C a dois estágios para missões em órbitas baixas, inferiores a 500 km de altitude, e com uma capacidade de carga de 3.366 kg (altitude de 200 km, inclinação orbital de 63.º em relação ao equador terrestre);

b) A versão de três estágios: lançador CZ-2C/SD, CZ-2C/SMA e o veículo CZ-2C utilizado em Abril de 2004. De acordo com recentes observações, estas versões parecem compartilhar o primeiro e segundo estágio. Comparado com a versão original, o segundo estágio é mais alongado com o primeiro estágio a permanecer com o mesmo comprimento. Pode haver no entanto, mCZ-2C_2014-03-30_22-09-45elhorias nos motores utilizados nestes lançadores. As diferenças nestes veículos situam-se ao nível da utilização ou não de diferentes estágios superiores e que estágios superiores são utilizados. Uma designação alternativa para a versão de três estágios do CZ-2C é “CZ-2C Modelo 2”, denominando “CZ-2C/2” a versão de dois estágios. Estes lançadores são utilizados para colocar satélites em órbitas baixas ou órbitas sincronizadas com o Sol (polares) superiores a 500 km de altitude com uma capacidade de carga de 1.456 kg (altitude de 900 km, polar e sincronizada com o Sol).

c) CZ-2C Modelo 3 ou simplesmente “CZ-2C/III”, foi pela primeira vez utilizada a 29 de Agosto de 2004. Comparada com versões anteriores apresenta um primeiro estágio mais alongado e quatro estabilizadores aerodinâmicos colocados no fundo do primeiro estágio. O seu comprimento total é de 42 metros.

d) CZ-2C/YZ-1S, com o estágio superior Yuanzheng-1S (YZ-1S). Este estágio utiliza o motor YF-50D que tem a capacidade de múltiplas ignições, permitindo assim a colocação de cargas em diferentes órbitas (polar, GEO, MSO, entre outras). Com o estágio YZ-1S o lançador possuí 315,5 segundos adicionais de queima para colocar as cargas nas respectivas órbitas, aumentando a capacidade de carga do CZ-2C em duas toneladas.

O lançador CZ-2C proporciona interfaces mecânicas e eléctricos flexíveis e uma ogiva capaz de ser ajustada no seu comprimento consoante o comprimento do satélite a ser lançado. O ambiente a que o satélite é submetido no lançamento (vibrações, choque, pressão, acústica, aceleração e ambiente térmico), atinge os requisitos comuns no mercado do lançamento comercial de satélites.

CZ-2C_2014-03-30_22-09-28

Descrição técnica

Sem ter em conta a versão do Cheng Zheng-2C lançada a 29 de Agosto de 2004, as duas configurações deste lançador partilham o primeiro estágio, segundo estágio e carenagem de protecção. O comprimento total do lançador é de 42 metros com um diâmetro de 3,35 metros. Consome tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 2.962 kN no lançamento e tendo uma massa de 233.000 kg. A seguinte tabela mostra as principais características do Chang Zheng-2C.

O sistema do CZ-2C 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, sistema de separação, etc.

Lançamento Veículo Data Hora (UTC) Local Lançamento Carga
2023-069 Y60 21/Mai/23 08:00 Jiuquan, LC43/94 Aomen Kexue-1A

Aomen Kexue-1B

Luojia-2 01

2023-095 Y52 (?) 09/Jul/23 11:00 Jiuquan, LC43/94 Hulianwang Jishu Shiyan Weixing (x2)
2023-116 Y46 08/Ago/23 22:52 Taiyuan, LC9 Huanjing Jianzai-2 06
2023-176 Y56/Y9 16/Nov/23 03:55 Jiuquan, LC43/94 Haiyang-3 01
2023-187 Y54 04/Dez/23 04:10 Jiuquan, LC43/94 Aiji-2 (MisrSat-2 (EgyptSat-2))

Xingchi-1 02A “Sichen”

Xingchi-1 02B

2023-212 Y73/Y17 30/Dez/23 00:13 Jiuquan, LC43/94 Hulianwang Jishu Shiyan Weixing (x3)
2024-007 Y30 09/Jan/24 07:03 Xichang, LC3 Aiyinsitan Tanzhen
2024-023 Y85 02/Fev/24 23:37 Xichang, LC3 GeeSAT-1 10 / Jili-1 Group-2 01

GeeSAT-1 11 / Jili-1 Group-2 02

GeeSAT-1 12 / Jili-1 Group-2 03

GeeSAT-1 13 / Jili-1 Group-2 04

GeeSAT-1 14 / Jili-1 Group-2 05

GeeSAT-1 15 / Jili-1 Group-2 06

GeeSAT-1 16 / Jili-1 Group-2 07

GeeSAT-1 17 / Jili-1 Group-2 08

GeeSAT-1 18 / Jili-1 Group-2 09

GeeSAT-1 19 / Jili-1 Group-2 10

GeeSAT-1 20 / Jili-1 Group-2 11

2024-048 ? 13 / Mar / 24 12:51 Xichang, LC3 DRO-A

DRO-B

2024-116 Y50 22 / Jun / 24 07:00 Xichang, LC3 Zhongfa Tianwen Weixing SVOM

CATCH-1

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 e carenagem de protecção. O primeiro estágio inclui a secção inter-estágio, tanque de oxidante, secção inter-tanque, tanque de combustível, secção de trânsito posterior, secção posterior, sistema de alimentação de propolente, etc. O segundo estágio inclui o adaptador do veículo lançador, secção de equipamento, tanque de oxidante, secção inter-tanque, tanque de combustível, sistema de alimentação de combustível, etc. o adaptador do veículo lançador liga a carga com o segundo estágio do lançador e deriva as cargas entre eles. Para o CZ-2C são fornecidos os adaptadores internacionais 937B e 1194A. A carenagem de protecção, com duas metades, é composta por uma secção abobadada, pela secção cónica frontal e secção cilíndrica.

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 propelentes 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 e a força total desenvolvida é de 2.961,6 kN. Existe um motor principal e quatro motores vernier no segundo estágio, desenvolvendo uma força total de 798,1 kN. O CTS utiliza um motor de combustível sólido como motor principal e um sistema de controlo de reacção para ajustamentos de atitude. Nas páginas seguintes são mostrados os diagramas esquemáticos dos sistemas de propulsão do primeiro e do segundo estágio.

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.

A unidade de orientação fornece dados de movimento e de atitude do lançador e controla o voo tendo em conta a trajectória predeterminada. O sistema de controlo de atitude controla a atitude de voo para garantir a estabilização e a atitude de injecção ao satélite a colocar em órbita. Para a configuração de dois estágios do Chang Zheng-2C, o sistema de controlo reorienta o CZ-2C após o final da queima dos motores vernier do segundo estágio. O lançador pode induzir uma rotação no satélite de acordo com os requerimentos do utilizador. A rotação pode atingir as 10 rpm. O sequenciador e o distribuidor de energia fornecem a energia eléctrica ao sistema de controlo, sendo também utilizada para iniciar os sistemas pirotécnicos e para gerar os sinais temporais para determinados eventos.

O sistema de telemetria funciona para medir e transmitir alguns parâmetros dos sistemas do lançador. O sistema de telemetria consiste de dois segmentos: sistemas de bordo e sistemas no solo. Os sistemas de bordo incluem sensores / conversores, dispositivos intermédios, bateria, distribuidores de energia, transmissores, sinalizador de rádio, etc. O sistema no solo está equipado com antenas, modem, gravador e processador de dados. O sistema de telemetria fornece os dados iniciais de injecção e gravação em tempo real aos dados de telemetria. No total, cerca de 300 parâmetros estão disponíveis para o CZ-2C. O CTS tem o seu próprio sistema de telemetria.

O sistema de rastreio e de segurança trabalha em conjunto com as estações terrestres para medir a trajectória e os parâmetros de injecção orbital finais. O sistema também fornece informação para meios de segurança. A auto-destruição do foguetão lançador pode ser levada a cabo de forma remota ou manual caso ocorresse alguma anomalia em voo. O desenho da medição de trajectória e de segurança são integrados em conjunto.

Durante a fase de voo do Chang Zheng-2C existem três eventos de separação: a separação entre o primeiro e o segundo estágio, a separação da carenagem e a separação entre a carga e o segundo 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 12 parafusos explosivos; Separação da carenagem – durante a separação da carenagem, os 8 parafusos explosivos que ligam a carenagem e o segundo estágio são accionados em primeiro lugar e depois 12 parafusos que seguram as duas metades da carenagem são accionados 10 ms mais tarde, separando-a longitudinalmente. A carenagem volta-se para fora apoiada em dobradiças devido à força exercida por molas; Separação entre a carga e o segundo estágio – após o final da queima dos motores vernier, o conjunto é orientado para a atitude requerida. A carga está geralmente fixa com o lançador ao longo de uma banda de fixação ou com dispositivos explosivos não contaminantes. Após a separação, a carga é empurrada pela acção de molas. A velocidade de separação é de entre 0,5 m/s a 0,9 m/s.

Para o lançador CZ-2C/CTS existem uma separação entre o satélite e o CTS após a separação deste conjunto do segundo estágio: Separação entre a carga e o CTS – Tipicamente, os satélites estão ligados ao CTS por parafusos explosivos e molas de separação. Após o final da queima do CTS, os parafusos explosivos são detonados, libertando a carga que é empurrada pelas molas de separação.

O CTS é um estágio superior compatível com o foguetão Chang Zheng-2C. O CTS consiste num adaptador de carga e num sistema de manobra orbital. O CZ-2C/CTS pode lançar satélites para órbitas terrestres baixas superiores a 500 km de altitude ou para órbitas sincronizadas com o Sol.

O conjunto é colocado em órbita pelos estágios inferiores do CZ-2C (apogeu entre 400 km e 2.000 km de altitude, perigeu a 200 km de altitude). O CTS entra então em ignição no apogeu e reorienta o conjunto segundo os requisitos da missão, procedendo à separação da carga em seguida. O CTS é capaz de se retirar de órbita após a separação da sua carga.

O adaptador de carga funciona para instalar e transportar os satélites. O conjunto CZ-2C/CTS fornece um adaptador de carga específico segundo os requisitos do utilizador.

O sistema de separação do CTS pode separar a carga após a inserção na órbita desejada. O sistema de separação será desenhado para cumprir os requisitos do cliente na velocidade de separação, direcção de separação e níveis angulares, etc. A carga é geralmente ligada ao CTS através de unidades explosivas de fraca intensidade. A mola de separação fornece a velocidade relativa. Os parafusos explosivos podem ser fornecidos pelo fabricante do satélite ou pela Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores.

O sistema de manobra orbital do CTS consiste na sua estrutura principal, motor de propulsão sólida, sistema de controlo, sistema de controlo a reacção e sistema de telemetria. A estrutura principal é composta por um painel central, estrutura de suporte de cargas e longarina. A parte inferior do painel está ligada ao motor de propulsão sólida e a parte superior está ligada com o suporte de cargas, formando um painel de apoio para os sistemas aviónicos. O cilindro tem uma forma estrutural de semi-monocoque. O motor de propulsão sólida fornece a força para as manobras do CTS. O impulso total do motor vai depender dos requerimentos específicos de cada missão. As características típicas estão referidas na seguinte tabela.

CZ-2C_2014-03-30_22-10-38O CTS está equipado com um sistema de controlo independente que tem as seguintes funções: manter a estabilização do voo durante a fase de deriva e proporciona a orientação do conjunto para a atitude de queima do motor de propulsão sólida; activar o motor de propulsão sólida e controlar a atitude durante a queima; levar a cabo a correcção de velocidade terminal segundo os requisitos da missão; reorientar o conjunto e separar os veículos; e ajustar a orientação do CTS e iniciar a remoção de órbita. O sistema independente de telemetria funciona para medir e transmitir alguns parâmetros ambientais do CTS no solo e durante o voo. A telemetria também fornece alguns dados orbitais na separação da carga. O sistema de controlo de reacção executa os comandos do sistema de controlo. Os motores utilizam hidrazina pressurizada controlada por válvulas solenóides. Existem quatro tanques, dois tanques de gás e 16 motores.

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, propelentes 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 está no interior do plano de lançamento oposto ao azimute de lançamento. Os eixos OX, OY e OZ formam um sistema ortogonal que segue a regra da mão direita.

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-2C

O foguetão Chang Zheng-2C é um veículo capaz de colocar cargas em órbitas terrestres baixas com uma capacidade de lançamento de 3.366 kg (para uma órbita a uma altitude de 200 km e uma inclinação de 63º). Adaptado com estágios superiores distintos, o CZ-2C pode levar a cabo várias missões: Injectar cargas em órbitas terrestres baixas, que é a principal missão do CZ-2C de dois estágios; Colocar cargas em órbitas terrestres baixas ou sincronizadas com o Sol, caso esteja equipado com o CTS.

A tabela seguinte mostra as especificações típicas para várias missões que podem ser levadas a cabo pelo foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C.

CZ-2C_2014-03-30_22-10-55
Performance do CZ-2C

O foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C de dois estágios é principalmente utilizado para levar a cabo missões destinadas à órbita terrestre baixa (altitude inferior a 500 km) e o Chang Zheng-2C/CTS é utilizado para colocar cargas em órbitas circulares em altitudes iguais ou superiores a 500 km, ou para missões em órbitas sincronizadas com o Sol.

O CZ-2C pode ser lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan (base principal), podendo também ser lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang e do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan.

O quadro seguinte mostra a sequência de voo típica para o Chang Zheng-2C (também para a versão CTS).

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CZ-2C_2014-03-30_22-11-20 CZ-2C_2014-03-30_22-11-31

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O Centro de Lançamento de Satélites de Xichang

O Centro de Lançamento de Satélites de Xichang é um dos polígonos de lançamentos espaciais da China para missões de lançamento geoestacionário e exploração lunar. Estando operacional desde Abril de 1984, o centro de lançamento foi utilizado desde então pela família de lançadores CZ-3, e pelos lançadores CZ-2C e CZ-2E nas suas duas plataformas de lançamento. Como outros locais de lançamento espacial na China, Xichang também está sob a jurisdição militar, conhecida como a Base de Treino e Teste Exército de Libertação do Povo n.º 27 na sua designação militar.

O centro de lançamento está localizado a 28° 14 ‘N – 102° 02’ E, num vale a aproximadamente 85 km a noroeste da cidade de Xichang, na província de Sichuan. É de clima subtropical típico, com temperatura média anual de 16 °C e vento suave. O complexo de lançamento é composto por duas plataformas de lançamento, uma torre de serviço móvel e uma área técnica para abastecimento e verificação de veículos. Outras instalações incluem a sede, o centro de comunicações, o centro de controlo de lançamento e três estações de rastreio.

O Aeroporto de Xichang está localizado nos subúrbios ao norte de Xichang, com uma pista de 3.600 m capaz de aceitar grandes aeronaves de carga, como Boeing 747 e An-124. Existe uma linha férrea dedicada e estradas que ligam o centro de lançamentos com a ferrovia Chengdu-Kunming e a autoestrada Sichuan-Yunnan. Os lançadores são transportados em segmentos através da linha ferroviária directamente para as instalações de processamento de veículos na área técnica. O edifício de processamento tem a capacidade de montar e testar um veículo de lançamento enquanto armazena outro em simultâneo.

A ideia de um local de lançamento espacial dedicado no sul da China nasceu no final dos anos 60, no contexto do agravamento das relações e de uma guerra iminente com a União Soviética. Preocupados com a segurança dos mísseis existentes e das instalações de lançamento espacial na Mongólia Interior (Jiuquan), que fica a apenas algumas centenas de quilómetros das fronteiras do Norte, os projectistas militares chineses decidiram construir um novo local de lançamento para as missões espaciais tripuladas e não tripuladas em montanhas profundas do Sul da China. Após o levantamento de 81 locais localizados em 25 regiões de nove províncias foram examinados, a equipa de pesquisa finalmente seleccionou um vale de montanha chamado Songlin, perto de Xichang.

A construção do novo local de lançamento começou no Inverno de 1970 sob o nome de código “Projecto 7210”. Parte das instalações, incluindo os armazéns de propulsores, foram construídas em cavernas subterrâneas e montanhosas para evitar a detecção pelos inimigos. Originalmente, um único complexo de lançamento (LC1) foi planeado para suportar o lançamento da cápsula tripulada Shuguang-1 (Projecto 714). A construção do local de lançamento parou em meados da década de 1970, após o cancelamento do programa tripulado, e só foi retomada em 1978, quando foi tomada a decisão de lançar o satélite de comunicações geoestacionário DFH-2 (Projecto 331) a partir de Xichang.

Lançamento Veículo  Plataforma Data Hora (UTC) Carga
2023-207 Chang Zheng-3B/YZ-1 (Y75/Y16) LC2 26/Dez/23 03:26 Beidou-3MEO25 ‘Beidou-57’

Beidou-3MEO26 ‘Beidou-58’

2024-007 Chang Zheng-2C (Y30) LC3 09/Jan/24 07:03 Aiyinsitan Tanzhen
2024-023 Chang Zheng-2C (Y85) LC3 02/Fev/24 23:37 GeeSAT-1 10 / Jili-1 Group-2 01

GeeSAT-1 11 / Jili-1 Group-2 02

GeeSAT-1 12 / Jili-1 Group-2 03

GeeSAT-1 13 / Jili-1 Group-2 04

GeeSAT-1 14 / Jili-1 Group-2 05

GeeSAT-1 15 / Jili-1 Group-2 06

GeeSAT-1 16 / Jili-1 Group-2 07

GeeSAT-1 17 / Jili-1 Group-2 08

GeeSAT-1 18 / Jili-1 Group-2 09

GeeSAT-1 19 / Jili-1 Group-2 10

GeeSAT-1 20 / Jili-1 Group-2 11

2024-040 Chang Zheng-3B/G3 (Y95) LC2 29/Fev/24 13:03 Weixing Hulianwang Gaogui 01
2024-048 Chang Zheng-2C LC3 13/Mar/24 12:51 DRO-A

DRO-B

2024-063 Chang Zheng-2D (Y102) LC3 02/Abr/24 22:56 Yaogan-42 01
2024-075 Chang Zheng-2D (Y103) LC3 20/Abr/24 23:45 Yaogan-42 02 
2024-087 Chang Zheng-3B/G3 (Y96) LC2 09/Mai/24 01:43 Zhihui Tianwang-1 01A

Zhihui Tianwang-1 01B

2024-104 Chang Zheng-3B/G2 LC2 30/Mai/24 12:12:04,631 PakSAT-MM1
2024-116 Chang Zheng-2C (Y50) LC3 22/Jun/24 07:00 SVOM

CATCH-1

O Complexo de Lançamento 3 (LC3) entrou em operação em 1983 e o primeiro lançamento com um foguetão CZ-3 ocorreu a 8 de Abril de 1984. Um total de quatro satélites DFH-2 foram colocados com sucesso na órbita geoestacionária entre 1986 e 1990. Para apoiar o lançamento de veículos de lançamento mais pesados, o Complexo de Lançamento 2 (LC2) foi adicionado em 1990, com o primeiro lançamento usando um veículo de lançamento CZ-2E em 16 de Julho de 1990.

O centro de lançamento de Xichang foi desclassificado em termos militares em 1984 e foi usado para fornecer serviços de lançamento comerciais para clientes estrangeiros usando foguetões chineses durante os anos 90. No entanto, esses lançamentos sofreram várias falhas de alto perfil. O acidente mais fatal ocorreu a 15 de Fevereiro de 1996, quando um veículo de lançamento CZ-3B se desviou da trajectória e atingiu uma colina a 1.200 metros da plataforma de lançamento logo após a descolagem, destruindo a sua carga (o satélite Intelsat-708). A violenta explosão do foguetão matou seis pessoas e feriu outras 57 e também destruiu mais de 80 prédios numa aldeia próxima.

Em 2004, Xichang recebeu uma revisão de modernização que incluiu 25 modificações nos seus sistemas de lançamento, telemetria e rastreio, comunicações, meteorologia e suporte logístico, de modo a apoiar o programa robótico lunar. A LC3 foi completamente demolida e reconstruída.

Em 2010, a China anunciou o seu plano para construir um novo polígono de lançamentos para missões geoestacionárias e planetárias na ilha de Hainan. Depois do Centro de Lançamento Espacial de Wenchang se tornar operacional, as actividades de lançamento desde Xichang diminuirão gradualmente, e o centro tornar-se-à um centro de apoio e será apenas utilizado para missões militares.

Os Complexos de Lançamento

No Centro de Lançamento de Satélites de Xichang existem dois complexos de lançamento designados LC2 e LC3.

O Complexo de Lançamento 3 é composto por uma torre umbilical fixa com braços oscilantes, uma mesa de lançamento de aço e um orifício de aterramento de formato arredondado que leva a um único deflector de chamas em cimento armado. O veículo de lançamento é montado verticalmente no bloco, usando um guindaste no topo da torre umbilical para içar cada estágio e a carga no local. O veículo de lançamento é verificado na vertical no bloco, abastecido e depois lançado. O complexo é capaz de suportar todas as variantes da família de veículos de lançamento CZ-3.

O Complexo de Lançamento 2 possui uma torre umbilical estruturada em aço que fornece suprimento de gás, líquido e electricidade para o lançador durante o procedimento final de verificação. O ar limpo com ar condicionado do nível de limpeza classe 100.000 é continuamente alimentado na carga útil até 30 segundos antes do lançamento. A torre possui plataformas giratórias e braços oscilantes para permitir o acesso ao lançador. Uma “sala limpa” com ar condicionado está localizada no topo da torre para operações de check-out por satélite. O veículo de lançamento fica numa plataforma de lançador fixa, abaixo da qual existe orifício redondo que leva a um único deflector de chamas em cimento armado.



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