A China levou a cabo o lançamento do satélite Tianlian-1 (05) que será utilizado para a retransmissão de dados e comunicações a partir de outros veículos em órbita, nomeadamente melhorando a cobertura e transmissão de informação agora necessária para o seu programa espacial tripulado. Este é o último satélite da primeira geração de satélites Tianlian-1.
O lançamento teve lugar às 1553UTC e foi levado a cabo pelo foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C/G2 (Y18) a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang, província de Sichuan.
Após a separação do último estágio do lançador, o Tianlian-1 (05) ficou colocado numa órbita inicial com um perigeu a 200 km de altitude, apogeu de 41.991 km de altitude e uma inclinação orbital de 17,5º.
O lançamento de um novo satélite Tianlian-1 já era esperado há bastante tempo. Os preparativos para o lançamento decorreram sem problemas e mais uma vez a comunicação social chinesa não referiu que o lançamento teria lugar.
Dez segundos após abandonar a plataforma de lançamento, o foguetão Chang Zheng-3C executava uma manobra de translação que o colocava na trajectória ideal para a missão. O final da queima dos dois propulsores laterais de combustível líquido teve lugar às T+2m 7,5s, separando-se a T+2m 9,0s. O final da queima do primeiro estágio teve lugar T+2m 25,2s, separando-se do segundo estágio T+2m 26,7s. A ignição do segundo estágio tinha lugar nesta altura.
A carenagem de protecção ter-se-á separado a T+4m 18,7s e terão caído perto de Guidong, província de Hunan. O final da queima do motor principal do 2.º estágio ocorria a T+5m 28,0s e o final da queima dos motores vernier tinha lugar a T+5m 33,0s. A separação entre o 2.º e o 3.º estágio ocorria a T+5m 34,0s, com o 3º estágio a entrar em ignição pela primeira vez neste momento. Esta queima terminaria a T+10m 50,6s, iniciando-se uma fase não propulsiva do lançamento 4 segundos mais tarde. A segunda ignição do 3º estágio teria início a T+22m 3,2s, terminando a T+24m 34,9s. Nesta fase iniciava-se uma manobra de ajustamento de velocidade que terminaria a T+24m 54,9s. A separação entre o satélite TianLian-1 (05) e o 3.º estágio do foguetão lançador ocorria a T+26m 14,9s.
Os satélites Tianlian-1 (天链一号)
O sistema Tianlian (Ligação no Céu) foi desenvolvido pela Academia Chinesa de Tecnologia Espacial (CAST) e é similar ao sistema Tracking and Data Relay Satellite System (TDRSS) dos Estados Unidos. A sua carga foi desenvolvida pela Corporação de Tecnologia Estrela Espacial, uma companhia baseada em Pequim e pertencente ao CAST. O sistema foi desenvolvido para satisfazer os requisitos de uma cobertura de longa duração e de alta cobertura na transmissão de dados e de comunicações.
Os satélites, baseados na plataforma DFH-3, operam em órbita geossíncrona podendo fornecer ligações de baixa, média e alta velocidade para transmissão de dados entre veículos em órbita e terminais no solo em banda Ka e S. Desenhado para apoiar o programa espacial tripulado, o sistema é também utilizado para o envio de dados para outros satélites.
Um único satélite pode fazer uma cobertura de 50% do globo terrestre, conseguindo-se cerca de 85% com dois veículos em órbita.
A plataforma DFH-3, também desenvolvida pelo CAST, é composta por seis subsistemas: controlo, fornecimento de energia, propulsão, medição e controlo, estrutura e controlo térmico. A sua configuração é feita à base de módulo subdivididos que inclui um módulo de comunicações, um módulo de propulsão, um módulo de serviço e painel solar. A plataforma adopta uma estabilização nos seus três eixos espaciais e a sua produção de energia é de 1,7 kW no final da sua vida útil de 8 anos. Tem uma massa de 2.100 kg com uma capacidade de carga de 220 kg (a massa do TL-1 Tianlian-1 (3) era de 2.462 kg).
A plataforma foi aplicada nos satélites DFH-3, nos satélites de navegação Beidou e em outros satélites, todos a operar normalmente. Durante várias missões, a maturidade e fiabilidade da plataforma DFH-3 tem vindo a ser provada. Além disso, a plataforma possui uma capacidade de expansão e pode ser actualizada para missões de exploração, tais como satélites meteorológicos, sondas lunares, etc.
O primeiro satélite da série foi lançado a 25 de Abril de 2008 estando actualmente localizado a 77.º longitude Este na órbita geossíncrona, enquanto o satélite TL-1 Tianlian-1 (2), lançado a 11 de Junho de 2011, se encontra a 177.º longitude Este. O terceiro satélite Tianlian, lançado a 25 de Julho de 2012, ocupa a posição 16,55.º de longitude Este, e o Tianlian-1 (04) foi lançado a 22 de Novembro de 2016.
O foguetão lançador CZ-3C Chang Zheng-3C
O foguetão lançador CZ-3C Chang Zheng-3C (长征三号丙火箭) é um veículo a três estágios de propulsão líquida que combina os estágios do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B com dois propulsores laterais de combustível líquido do foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E.
(A versão CZ-3C/G2 difere da versão original do CZ-3C tendo o primeiro estágio mais alongado bem como os dois propulsores laterais de combustível líquido mais alongados permitindo assim o transporte de uma maior quantidade de propelentes e logo uma maior capacidade de carga)
O desenvolvimento do Chang Zheng-3C teve início em 1995 mas aparentemente o seu programa foi suspenso entre 1996 e 2000 devido ao acidente registado com o foguetão Chang Zheng-3B em 1996. O seu desenvolvimento é iniciado ao mesmo tempo do desenvolvimento do foguetão CZ-3B e tendo por base o foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A.
O foguetão tem um comprimento total de 54,838 metros, podendo atingir os 55,638 metros dependendo da carenagem de protecção a utilizar, podendo ser equipado com uma carenagem com um comprimento de 9,56 metros (diâmetro de 4,00 metros) ou de 9,777 metros (diâmetro de 4,20 metros). A sua massa no lançamento é de 345.000 kg e é capaz de colocar uma carga de 3.800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
A capacidade do CZ-3C para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona atinge os 3.800 kg ao utilizar quatro propulsores laterais e um segundo estágio mais alongado. O CZ-3C proporciona dois tipos de carenagens de protecção, dois tipos de processos de montagem da carenagem e quatro tipos distintos de interfaces de carga que proporcionam assim aos utilizadores mais flexibilidade.
O sistema do CZ-3C 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 pelos propulsores, primeiro estágio, segundo estágio, terceiro estágio e carenagem de protecção. As figuras seguintes mostram a configuração do foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C.
Cada propulsor lateral é composto pela zona frontal, tanque de oxidante, zona inter-tanque, tanque de combustível, secção posterior, secção de cauda, estabilizador, válvulas e condutas, etc.
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 tanque de propolente criogénico. O adaptador de carga faz a ligação física entre a carga e o foguetão CZ-3C 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 para o método de introdução da carga na plataforma de lançamento (Encapsulation-on-pad) é uma placa circular fabricada numa estrutura metálica em favos de mel onde estão montados os sistemas aviónicos do lançador. Se a carenagem é montada no método BS3, a secção de equipamento será uma estrutura cilíndrica com uma altura de 0,9 metros apoiada no terceiro estágio (as duas figuras seguintes mostram os diferentes tipos de secção de equipamento). O tanque de propolente do terceiro estágio é termicamente isolado com um anteparo comum, tendo uma forma convexa superior no meio. 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 terceiro estágio, propulsores laterais e segundo estágio, utilizam prepolentes 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 prepolentes 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.
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 propelentes criogénicos mede em tempo real o nível de propelentes no interior dos tanques do terceiro estágio e ajusta o nível de consumo de oxigénio líquido para tornar os propelentes 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.
Durante a fase de voo do CZ-3C Chang Zheng-3C existem cinco eventos de separação: a separação dos dois propulsores laterais, a separação entre o segundo e o primeiro 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 dos propulsores – os propulsores laterais estão acoplados ao primeiro estágio por três piro-mecanismos localizados na secção frontal e por mecanismos de separação na secção posterior. Quatro pequenos foguetões geram forças de separação para o exterior após a abertura simultânea dos mecanismos de separação.
• 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 abaste
cimento 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.
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-3C
O foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C 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-3C e o objectivo da sua concepção. Após a separação do CZ-3C, 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.
Descrição da missão do CZ-3C
A performance do foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C 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 97,5º; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação não estão incluídas na massa da carga; o terceiro estágio do CZ-3C 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.
O CZ-3C é principalmente utilizado para missões para a órbita GTO, sendo a GTO standard recomendada ao utilizador do veículo. O CZ-3C coloca a carga numa GTO standard com os seguintes parâmetros a partir de Xichang: altitude do perigeu – 200 km; altitude do apogeu – 35.959 km, inclinação 28,5º; argumento do perigeu – 178º (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-3C.
As carenagens do CZ-3C
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 separado 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-3B, incluindo testes em túneis de voo, testes térmicos, testes acústicos, testes de separação, testes de análise de modelos, testes de resistência, etc.
O CZ-3C Chang Zheng-3C proporciona quatro tipos distintos de carenagens: 4000F, 4000Z, 4200F e 4200Z, conforme referidas no seguinte quadro:
A carenagem 4000F tem uma altura de 9,561 metros e suporta as interfaces de carga 937B, 1194, 1194A e 1666. A carenagem 4000Z tem uma altura de 8,98 metros e suporta as interfaces de carga 1194A e 1666. A carenagem 4200F tem uma altura de 9.777 metros e suporta as interfaces de carga 1194A e 1666, tal como a carenagem 4200F que tem uma altura de 9,381 metros.
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 (?3650 ou ?3850) da secção cilíndrica da carenagem.
As estruturas das carenagens referidas são muito similares. Consistem numa abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e uma secção cónica invertida.
A abóbada é um corpo semi-esférico com um raio de 1 metro, uma altura de 0,661 metros e um diâmetro de base de 1,890 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 esp
essura 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 25º com uma altura de 1,400 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 1,890 metros e o diâmetro do anel inferior é de 4,000 metros.
A estrutura da secção cilíndrica é idêntica à da secção bicónica, isto é tem uma constituição em favos de mel de alumínio. Existem duas entradas de ar condicionado na parte superior da secção cilíndrica e 10 saídas de exaustão com uma área total de 191 cm2 na parte inferior.
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. Para as carenagens 4000F e 4200F, estão disponíveis portas de acesso nesta secção. Para as carenagens 4000Z e 4200Z não existem portas de acesso.
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. Para as carenagens 4000F e 4200F o anel na base da carenagem está ligado com a secção curta dianteira do tanque criogénico do terceiro estágio por doze parafusos explosivos não contaminantes. Para as carenagens 4000Z e 4200Z a base do anel na carenagem está ligado com o topo da secção de equipamento por parafusos
explosivos não contaminantes. A fiabilidade de um parafuso explosivo é de 0,9999.
O plano de separação longitudinal da carenagem é o quadrante II-IV (XOZ). O mecanismo de abertura longitudinal consiste em parafusos entalhados, mangueiras, mangueiras com cordas explosivas e detonadores, suportes dos detonadores e dois parafusos explosivos. Duas mangueiras de aço percorrem a linha de separação da carenagem. Dois detonadores não sensíveis estão fixados a cada extremidade das cordas explosivas. A quando da separação, os dois parafusos não contaminantes são detonados e cortados. Os detonadores fazem as cordas explosivas entrar em ignição, gerando-se gás a alta pressão o que leva à expansão das mangueiras de aço e à quebra dos parafusos entalhados. Nesta sequência, a carenagem separa-se em duas metades. O gás gerado fica selado nas mangueiras de aço, não havendo assim contaminação da carga.
Uma das duas cordas explosivas pode ser detonada apenas se um dos quatro detonadores é accionado. Se uma das cordas explosivas é accionada, todos os parafusos entalhados podem ser quebrados, isto é a carenagem pode separar-se. Assim, a fiabilidade da separação longitudinal é muito elevada.
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 s
eparação 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.
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.
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.
O Complexo de Lançamento
O complexo de lançamento para o foguetão Chang Zheng-3C no Centro de Lançamento de Satélites em Xichang, 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 1?. 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 e
léctricas, 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 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 1?.
Centro de Controlo de Lançamento e Comando da Missão
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.
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 1?. 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.
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 Xichang 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 Xichang consiste na estação de rastreio de Xichang, 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 Xichang 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 Centro de Lançamento de Satélites de Xichang 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 Xichang para processamento e monitorização.
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 geostacionário 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 nº 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 16ºC 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 controle 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 auto-estrada 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 ao mesmo tempo.
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 | Missão
Plataforma |
Data | Hora (UTC) | Carga |
| 2020-076 | Chang Zheng-2C
(Y43) |
07-118
LC3 |
26/Out/2020 | 15:19:05,115 | Yaogan Weixing-30 Grupo-07
Tianqi-6 |
| 2020-082 | Chang Zheng-3B/G2
(Y73) |
07-120
LC2 |
12/Nov/2020 | 15:59:04,115 | Tiantong-1 (02) |
| 2020-092 | Chang Zheng-3B/G5
(Y70) |
07-121
LC3 |
06/Dez/2020 | 03:58:14,250 | Gaofen-14 |
| 2020-094 | Chang Zheng-11
(Y9) |
07-122 | 09/Dez/20 | 20:14::43,253 | GECAM-A (Xiaoji)
GECAM-B (Xiaomu) |
| 2021-003 | Chang Zheng-3B/G3
(Y74) |
07-123 (?)
LC2 |
19/Jan/21 | 16:25:04,723 | Tiantong-1 (03) |
| 2021-010 | Chang Zheng-3B/G3
(Y77) |
07-124 (?)
LC3 |
04/Fev/21 | 15:36:04,286 | Tongxin Jishi Shyan Weixing-6 |
| 2021-039 | Chang Zheng-2C
(Y47) |
07-125 (?)
LC3 |
06/Mai/21 | 18:11:04,959 | Yaogan Weixing-30 Grupo-08
Tianqi-12 |
| 2021-047 | Chang Zheng-3B/G3
(Y72) |
07-???
LC2 |
02/Jun/21 | 16:17 | Fengyun-4B |
| 2021-055 | Chang Zheng-2C
(Y48) |
07-???
LC3 |
18/jun/21 | 06:30 | Yaogan Weixing-30-09
Tianqi-14 |
| 2021-063 | Chang Zheng-3C/G2
(Y18) |
07-???
LC3 |
06/Jul/21 | 15:58 | Tianlian-1 (05) |
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 geostacionária 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 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, a fim de apoiar o programa robótico lunar. A LC3 foi completamente demolida e reconstruída.
Em 2010, a China anunciou seu plano para construir um novo polígono de lançamentos para missões geostacionárias 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 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.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 6087
– Lançamento orbital China: 410 (6,74%)
– Lançamento orbital desde Xichang: 157 (2,56% – 38,29%)
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
6088 – 09 Jul (1153:??) – Chang Zheng-6 – Taiyuan, LC16 – Ningxia-1 (02)
6089 – 10 Jul (????:??) (?) – Shian Quxian-1 (Y5) – Jiuquan, LC43/95B – ??
6090 – 12 Jul (????:??) – Falcon 9-119 (B1063.2) – Cabo Canaveral SFS, SLC-40 – Starlink F30 (x60) [v1.0 L29]
6091 – 21 Jul (????:??) – 8K82KM Proton-M (93571) – Baikonur, LC200 PU-39 – Nauka
6092 – 23 Jul (????:??) – Chang Zheng-2C (Y49) – Xichang, LC3 – Yaogan-30 Grupo-10 (x3), Tianqi-? “Ruijin-1”