A Organização de Investigação Espacial Indiana colocou em órbita um satélite de observação da Terra que será utilizado pelo governo de Singapura.
O lançamento da missão PSLV-C56 teve lugar às 0101UTC do dia 30 de Julho de 2023 e foi realizado a partir da Plataforma de Lançamento FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
Todas as fases do lançamento decorreram como previsto e os diversos satélites foram colocados nas suas órbitas predeterminadas.
Esta foi uma missão comercial dedicada da NewSpace India Limited (NSIL) para a ST Engineering, Singapura. A carga principal da missão foi o satélite DS-SAR que foi colocado em órbita com outros seis satélites.
A carga da missão PSLV-C56
Para além do satélite DS-SAR, seguiram a bordo do foguetão PSLV-CA (PSLV-C56) os satélites VELOX AM, ARCADE (INPIRESat-4), ORB-12 Strider, Galassia-2, NuLIoN e SCOOB-2 (S3-2).
Construído pela Israel Aerosapce Industries (IAI), o satélite DS-SAR é um veículo de observação da Terra por radar SAR que será utilizado pelo governo de Singapura para propósitos governamentais e comerciais. O satélite será operado pela Agência de Ciências e Tecnologias de Defesa do Ministério da Defesa de Singapura e pela ST Electronics e será utilizado para a obtenção de imagens para as agências 
governamentais, incluindo para segurança marítima e para a detecção de derrames de crude. Por outro lado, as imagens obtidas pelo DS-SAR serão utilizadas para melhorar os serviços de fornecimento de imagens comerciais por parte da ST Electronics. O satélite tem uma massa de 352 kg.
Com uma massa de 23 kg, o satélite VELOX-AM é uma missão experimental, sendo parte do Undergraduate Satellite Program da Universidade Tecnológica de Nanyang, Singapura. Este programa fornece uma oportunidade aos estudantes de engenharia para participarem num projecto espacial multidisciplinar.
A missão do VELOX AM irá realizar a demonstração de cargas Additive Manufacturing (AM).
A missão ARCADE (Atmospheric Coupling and Dynamics Explorer), também designada “INSPIRESat-4”, é uma missão de microssatélite experimental que faz parte do Programa de Satélites de Graduação da Universidade Tecnológica de Nanyang, Singapura, que oferece uma oportunidade para estudantes de engenharia participarem de um projeto espacial prático multidisciplinar.
A maioria das missões de nanossatélites e pequenos satélites são projectadas para altitudes de 400 km ou mais, pois os pequenos satélites, com restrições de massa, volume e potência, têm capacidade de propulsão limitada para neutralizar o alto arrasto aerodinâmico em altitudes mais baixas. Assim, poucos ou nenhuns dados científicos são recolhidos in-situ na faixa de altitude de 200 km a 300 km por pequenas missões de satélite.
O ARCADE é um CubeSat-27U implantado em anel que visa preencher esta lacuna, alcançando um vôo sustentado na região denominada “VLEO” (Very Low Earth Orbit) para realizar medições do plasma ionosférico.
O satélite transporta três cargas úteis que são a AtmoLITE (um Interferómetro Heteródino Espacial) para medições de temperatura da atmosfera superior), CIP (Sonda Ionosférica Compacta) para medições de plasma in-situ e um RGB Imager para imagens de alta resolução do VLEO.
O ARCADE tem uma massa de 24 kg.
Desenvolvido e operado pela OrbAstro (Reino Unido), o ORB-12 Strider é baseado do factor de forma CubeSat-12U. O satélite irá testar um sistema de propulsão para a Aliena-Aurora e muitos subsistemas desenvolvidos internamente.
A Orbital Astronautics Ltd (OrbAstro), uma provedora de satélites e serviços em órbita, assinou um contrato com a Aliena para voar seu sistema de propulsão AOCS totalmente elétrico multimodal AA a bordo de um OrbAstro ORB-12 (CubeSat-12U).
A missão ORB-12 Strider transporta uma variedade de cargas úteis para testes e demonstrações em órbita, sendo a principal delas o sistema de propulsão Aliena-Aurora (AA).
A Aliena colaborou com a Aurora Propulsion Technologies, Finlândia, para desenvolver um sistema multimodal de controle de atitude e órbita (AOCS). O segmento de propulsão inclui o propulsor MUlti-Staged Ignition Compact (MUSIC) Hall da Aliena e os resistojets ARM da Aurora, que compartilham uma arquitetura back-end comum para propolente, controlo electrónico e fluidos.
O sistema de propulsão AOCS totalmente eléctrico e multimodal AA permitirá que os clientes com os requisitos de missão mais rigorosos beneficiem do modo de operação de baixo impulso / alto impulso do MUSIC Hall, bem como do modo de operação de alto impulso e baixo impulso dos resistojets ARM. Este sistema simplifica a arquitetura de propulsão, permitindo a propulsão de modo duplo num produto compacto e integrado para operações de formação de satélites e operações avançadas que dependem da propulsão como um facilitador.
Além da carga útil AA AOCS, o OrbAstro irá vários subsistemas desenvolvidos internamente no satélite, alguns dos quais são novos e outros de segunda ou terceira geração.
O Galassia-2 é um CubeSat-3U desenvolvido por estudantes da Universidade Nacional de Singapura. O satélite será utilizado para a realização de ligações inter-satélite (inter-satellite link, ISL) com o satélite TeLEOS-1.
O Galassia-2 irá demonstrar a capacidade de utilizar imagens multiespectrais COTS (Commercial Off The Shelf) para aplicações espaciais.
O satélite NuLIoN é um CubeSat-3U desenvolvido pela NuSpace como um CubeSat-3U avançado para a conectividade IoT tanto em áreas urbanas como em localizações remotas.
O NuLIoN é o primeiro satélite comerciail da Nuspace e tem como objectivo estreitar o fosso da conectividade. A NuSpace fornece uma cobertura regional fiável e serviços de recolha de dados que permitem a qualquer pessoa no Sudeste asiático utilizar o satélite para monitorizar e observar pontos de dados de interesse.
O satélite também serve como um meio de teste no espaço com diversas empresas em parceria com a NuSpace para testar os seus dispositivos.
O satélite SCOOB-2 é um CubeSat-3U desenvolvido na Universidade de Tecnologia de Nanyang (NTU), Singapura. Este é o segundo satélite construído na Student Satellite Series (S3-II) no Cebtro de Investigação de satélites (Satellite Research 
Center, SaRC) na Escola de Engenharia Electrónica e Eléctrica da NTU no âmbito do seu programa de treino prático para estudantes. O primeiro satélite foi o Student Satellite Series (S3-I) ou SCOOB-1 lançado em Julho de 2022 e que funcionou com sucesso demonstrando as tecnologias espaciais em muitas áreas desenvolvidas por alunos do SaRC.
O SCOOB-2 é do tamanho de uma caixa de sapatos e tem uma massa de 4,1 kg, realizandfo testes electrónicos avançados no espaço. O SCOOB-2 transporta um sistema de controlo de determinação de atitude que ajudará o satélite a apontar para o sol e dois painéis solares implantáveis que ajudarão o SCOOB-2 a gerar cerca de três vezes a energia gerada pelo SCOOB-1. Isso permitirá que o SCOOB-2 execute a carga útil do cliente com uso intensivo de energia.
A missão PSLV-C56
A missão iniciou-se com a ignição dos motores de controlo de reacção do primeiro estágio a T-3,00s, seguindo-se a ignição do primeiro estágio a T=0s.
O primeiro estágio PS1 separa-se a T+1m 50,46s, com a ignição do segundo estágio a ocorrer a T+1m 50,66s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 5,56s.
O final da queima e separação do segundo estágio PS2 ocorre a T+4m 22,98s e a ignição do terceiro estágio PS3 ocorre a T+4m 24,18s. O final da queima do terceiro estágio ocorre a T+6m 30,88s, separando-se a T+9m 50,88s.
A ignição do quarto estágio PS4 inicia-se a T+15m 51,42s e termina a T+20m 24,42s.
A separação do satélite DS-SAR ocorreu a T+21m 11,42s, seguindo-se a separação do satélite NuLIoN a T+21m 21,42s. O satélite ORB-12 Strider separou-se a T+22m 6,42s, seguindo-se a separação do satélite Galassia-2 a T+22m 20,42s, do satélite SCOOB-2 a T+23m 1,42 e do satélite ARCADE (INPIRESat-4) a T+23m 51,42s. Finalmente, a T+24m 46,42s ocorre a separação do satélite VELOX AM.
O foguetão PSLV
Na missão PSLV-C55 foi utilizada a versão PSLV-CA do lançador PSLV.
O foguetão PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) foi desenhado e desenvolvido pelo ISRO para colocar em órbita polar sincronizada com o Sol, satélites com um peso máximo de 1.000 kg da classe IRS. Segundo dados fornecidos pelo ISRO, desde o seu primeiro voo em Outubro de 1994 a capacidade do PSLV foi aumentada de 850 kg para os actuais 1.400 kg para uma órbita sincronizada com o Sol a 820 km de altitude. O lançador demonstrou também uma capacidade múltipla no lançamento de diferentes satélites.
O PSLV foi desenvolvido no Centro Espacial Vikram Sarabhai, Thiruvananthapuram. O sistema de inércia foi desenvolvido pela unidade IISU (ISRO Inertial Systems Unit), localizado também em Thiruvananthapuram. O Centro de Sistemas de Propulsão Líquida desenvolveu os estágios de propulsão líquida bem como os sistemas de controlo de reacção. O Centro Espacial Satish Dawan, SHAR, processa os motores de combustível sólido e leva a cabo as operações do lançamento.
A melhoria das capacidades do PSLV foi conseguida através de vários meios: aumento da capacidade de carga de propelente no primeiro, segundo e quarto; melhoria na performance do motor do terceiro estágio optimizando-se o motor e a carga de combustível; e introdução de um adaptador de carga de material compósito carbónico. A sequência de ignição dos propulsores laterais foi também alterada. Anteriormente dois dos propulsores entravam em ignição na plataforma de lançamento e os restantes quatro entravam em ignição com o veículo em voo. Esta sequência foi alterada, entrando em ignição no solo quatro propulsores e os restantes dois entram em ignição com o veículo já em voo.
De forma geral, o PSLV tem uma altura de 44,4 metros, um diâmetro base de 2,8 metros e um peso de 294.000 kg. O PSLV é um lançador a quatro estágios, sendo o segundo e o quarto estágios a combustível líquido e os restantes a combustível sólido. O PSLV é capaz de colocar 3.700 kg numa órbita terrestre baixa a 200 km de altitude com uma inclinação de 49,5.º em relação ao equador terrestre ou então 800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
O primeiro estágio PS1 é um dos maiores estágios a combustível sólido actualmente existente, transportando 138.000 kg de HTPB (Hydroxyl Terminated Poly Butadiene). Tem um peso bruto de 210.000 kg (138.000 kg referentes ao corpo central juntamente com 72.000 kg referentes a seis propulsores laterais PSOM-XL com uma massa de 12.000 kg cada um) e desenvolve uma força de 4.787 kN no lançamento, tendo um Ies de 269 s (Ies-nm de 237 s) e um Tq de 102 s (os propulsores laterais de combustível sólido tem um Tq de 49 s). O seu comprimento total é de 20,3 metros e o seu diâmetro é de 2,8 metros, com os propulsores laterais a terem um diâmetro de 1,0 metros e um comprimento de 12,4 metros. Em torno do primeiro estágio estão colocados seis propulsores de combustível sólido. Destes seis propulsores, quatro entram em ignição no momento T=0, aumentando a força inicial do primeiro estágio.
O segundo estágio PS2 emprega o motor Vikas, desenvolvido pela Índia, e transporta 40.000 kg de UDMH e N2O4. Tem um comprimento de 12,8 metros, um diâmetro de 2,8 metros e é capaz de desenvolver 804 kN no lançamento, tendo um Ies de 293 s e um Tq de 148 s. Este segundo estágio tem um peso bruto de 45.800 kg e um peso de 5.300 kg sem combustível.
O terceiro estágio PS3 utiliza combustível sólido. Tem um comprimento de 3,6 metros e um diâmetro de 2,0 metros, sendo capaz de desenvolver 242 kN no lançamento, tendo um Ies de 294 s e um Tq de 110 s. Tem um peso bruto de 8.400 kg, pesando 1.100 kg sem combustível. O compartimento do motor é fabricado à base de fibra de poliaramida.
O quarto estágio PS4 utiliza dois motores de combustível líquido que consomem MMH (Mono Metil Hidrazina) e MON (Mixed Oxides of Nitrogen). Tem um comprimento de 2,9 metros e um diâmetro de 2,8 metros, atingindo uma envergadura de 2,0 metros e sendo capaz de desenvolver 7,3 x 2 kN no lançamento (Ies de 308 s; Tq de 515 s). Tem um peso bruto de 2.920 kg, pesando 920 kg sem combustível.
A carenagem de protecção dos satélites tem um diâmetro base de 3,2 metros, podendo, no entanto, ser utilizadas outras variantes desta carenagem.
O primeiro lançamento do PSLV (PSLV-D1) teve lugar a 20 de Setembro de 1993 (0512UTC) e acabou num fracasso (1993-F03), falhando a colocação em órbita do satélite IRS-1E. A primeira missão com sucesso teve lugar a 15 de Outubro de 1994 (0505UTC) quando o foguetão PSLV-D2 colocou em órbita o satélite IRS-P2 (23323 1994-068A).
O PSLV utiliza um grande número de sistemas auxiliares para a separação dos estágios, separação da ogiva de protecção, etc. Estes sistemas estão divididos pelos diferentes estágios: no 1.º Estágio, o sistema SITVC (Secondary Injection Thrust Vector Control) é utilizado para controlo de translação, além de motores de reacção para controlo da rotação; no 2.º Estágio é feita a movimentação do motor para controlo de translação e motor de controlo da rotação; no 3.º Estágio é utilizado um escape (tubeira) flexível para controlo de translação e um sistema de controlo de reacção PS-4 para controlo da rotação; no 4.º Estágio é feita a movimentação do motor para controlo de translação e sistema de controlo de reacção reactivável para controlo de atitude.
O sistema de navegação inercial localizado no compartimento de equipamento no topo do quarto estágio guia o lançador desde o seu lançamento até à injecção do satélite em órbita. O veículo possui instrumentação para monitorizar a sua performance durante o voo. O sistema de detecção fornece informação em tempo real sobre o desempenho do veículo, permitindo uma segurança do voo e permite a determinação da órbita preliminar na qual o satélite é colocado.
| Lançamento | Data de Lançamento
Hora (UTC) |
Lançador/Missão | Plataforma de Lançamento | Carga |
| 2019-081 | 27/Nov/19
03:58 |
PSLV-XL/PSLV-C47 | SLP | CartoSat-3
Meshbed Flock-4p (1) a Flock-4p (12) |
| 2019-089 | 11/Dez/19
09:55 |
PSLV-QL/PSLV-C48 | FLP | RISAT-2BR1
QPS-SAR 1 (Izanagi) 1HOPSat TD Lemur-2 (108) ‘Pappy’ Lemur-2 (109) ‘HiMomAndDad’ Lemur-2 (110) ‘JPGSquared’ Lemur-2 (111) ‘Theodosia’ Duchifat-3 PTD-1 (Pathfinder, Tyvak 0129) NANOVA (Tyvak 0092) |
| 2020-081 | 07/Nov/20
09:42 |
PSLV-DL/PSLV-C49 | FLP | EOS-01 (RISAT-2BR2)
KSM-1A KSM-1B KSM-1C Lemur-2 (126) ‘Ozarak’ Lemur-2 (127) ‘Jindra’ Lemur-2 (128) ‘Wallace’ Lemur-2 (129) ‘Jeremiah’ R-2 (M6P 2, LacunaSat 2) |
| 2020-099 | 17/Dez/20
10:11 |
PSLV-XL/PSLV-C50 | SLP | CMS-01 (GSAT-12R) |
| 2021-015 | 28/Fev/21
04:54 |
PSLV-DL/PSLV-C51 | FLP | Amazonia-1
Satish Dhawan Sat (SDSAT) JITSat (UNITYsat-1) GHRCEsat (UNITYsat-2) Sri Shakthi Sat (UNITYsat-3) SindhuNetra (RSAT) SAI-1 NanoConnect-2 SpaceBEE-76 a SpaceBEE-87 |
| 2022-013 | 14/Fev/22
00:29 |
PSLV-XL/PSLV-C52 | FLP | EOS-04 (RISAT-1A)
INSPIREsat-1 INS-2TD |
| 2022-072 | 30/Jun/22
12:30 |
PSLV-CA/PSLV-C53 | SLP | DS-EO
NeuSAR SCOOB-I POEM |
| 2022-158 | 26/Nov/22
06:26 |
PSLV-XL/PSLV-C54 | FLP | EOS-06 (Oceansat-3)
INS-2B (BhutanSat) Pixxel-TD 1 (Anand) Astrocast-0301 Astrocast-0302 Astrocast-0303 Astrocast-0304 Thybolt-1 Thybolt-2 |
| 2023-057 | 22/Abr/23
08:50 |
PSLV-CA/PSLV-C55 | FLP | TeLEOS-2
Lumelite-4 POEM-2 |
| 2023-109 | 30/Jul/23
01:01 |
PSLV-CA/PSLV-C56 | FLP | DS-SAR
VELOX AM ARCADE (INPIRESat-4) ORB-12 Strider Galassia-2 NuLIoN SCOOB-2 (S3-2) |
A versão PSLV-CA (CA – Core Alone) foi desenvolvida a partir da versão ‘standard’ do lançador PSLV-C e é seleccionada tendo em conta o peso das cargas a ser colocadas em órbita. Esta versão tem uma massa de 230.000 kg no lançamento.
Por seu lado, a versão PSLV-DL utiliza os estágios ‘standard’ auxiliados por apenas dois propulsores laterais de combustível sólido, enquanto a versão PSLV-QL utiliza os estágios ‘standard’ auxiliados por quatro propulsores laterais de combustível sólido.
Imagens: ISRO