Após a alunagem bem sucedida da missão Chandrayaan-3, a Organização de Investigação Espacial Indiana realizou com sucesso o lançamento de um novo observatório solar com o objectivo de estudar as actividades solares e os seus efeitos no tempo espacial em tempo real, observando a fotosfera, cromosfera e as camadas mais exteriores do Sol utilizando diversos sensores.
O lançamento da sonda Aditiya-L1 teve lugar às 0620UTC do dia 2 de Setembro de 2023 e foi realizado pelo foguetão PSLV-XL (PSLV-C57) a partir da Plataforma de Lançamento SLP (Secomd Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
Após a sua separação do último estágio do lançador, a Aditya-L1 ficou colocada numa órbita com um perigeu a 237 km de altitude, apogeu a 19.546 km de altitude, invlinação orbital de 19,29.º e período orbital de 344,20 minutos.
A sonda permanece em órbita terrestre durante 16 dias, durante os quais passa por 5 manobras para ganhar a velocidade necessária para a sua viagem. Posteriormente, a Aditya-L1 passa por uma manobra de inserção Trans-Lagrangiana1, marcando o início de sua trajetória de 110 dias até o destino em torno do ponto Lagrande L1. Ao chegar ao ponto L1, outra manobra transfere a Aditya-L1 para uma órbita em torno de L1, uma localização gravitacional equilibrada entre a Terra e o Sol. O satélite irá passa toda a sua vida útil da missão orbitando em torno de L1 numa órbita de formato irregular num plano aproximadamente perpendicular à linha que une a Terra e o Sol.
A colocação estratégica no ponto Lagrande L1 garante que a Aditya-L1 possa manter uma visão constante e ininterrupta do Sol. Esta localização também permite que a sonda possa ter acesso à radiação solar e às tempestades magnéticas antes que sejam influenciadas pelo campo magnético e pela atmosfera da Terra. Além disso, a estabilidade gravitacional do ponto L1 minimiza a necessidade de esforços frequentes de manutenção orbital, optimizando a eficiência operacional do satélite.
A missão Aditya-L1
A missão Aditya-L1 (“Aditya” em sancrito significa “Sol”) é a primeira missão indiana destinada a estudar o Sol. A sonda irá operar a partir de uma órbita halo em torno do ponto Lagrange 1 (L1) do sistema Sol-Terra, que fica a cerca de 1,5 milhões de km da Terra. Um satélite colocado na órbita do halo em torno do ponto L1 tem a grande vantagem de visualizar continuamente o Sol sem qualquer ocultação/eclipses. Isto proporciona uma maior vantagem na observação das actividades solares e os seus efeitos no clima espacial em tempo real.
A sonda transporta sete cargas úteis para observar a fotosfera, a cromosfera e as camadas mais externas do Sol (a coroa) usando detectores eletromagnéticos, de partículas e de campo magnético. Usando o ponto de vista especial L1, quatro cargas visualizam directamente o Sol e as três cargas restantes realizam estudos in-situ de partículas e campos no ponto Lagrange L1, fornecendo assim importantes estudos científicos sobre o efeito de propagação da dinâmica solar no meio interplanetário.
Espera-se que as cargas da missão Aditya-L1 forneçam informações cruciais para a compreensão do problema de aquecimento coronal, ejeção de massa coronal, atividades de pré-explosão e explosão solares e suas características, dinâmica do clima espacial, propagação de partículas e campos, etc.
Os principais objectivos da missão são:
- Estudo da dinâmica da alta atmosfera solar (cromosfera e corona);
- Estudo do aquecimento cromosférico e coronal, física do plasma parcialmente ionizado, iniciação das ejeções de massa coronal e erupções;
- Observação in-situ do ambiente de partículas e plasma fornecendo dados para o estudo da dinâmica das partículas do Sol;
- Física da coroa solar e do seu mecanismo de aquecimento;
- Diagnóstico do plasma coronal e dos arcos coronais: temperatura, velocidade e densidade;
- Desenvolvimento, dinâmica e origem das ejecções de massa coronais;
- Identificar a sequência de processos que ocorrem em múltiplas camadas (cromosfera, base e coroa estendida) que eventualmente levam a eventos eruptivos solares;
- Topologia do campo magnético e medições do campo magnético na coroa solar;
- Elementos de análise do clima espacial (origem, composição e dinâmica do vento solar).
Os instrumentos da Aditya-L1 foram ajustados para observar a atmosfera solar principalmente a cromosfera e a coroa. Os instrumentos in-situ têm como função observar o ambiente local no ponto L1. A sonda transporta sete cargas úteis a bordo, com quatro delas realizando detecção remota do Sol e três delas realizando observações in-situ.
Os instrumentos destinados a realizar tarefas de detecção remota do Sol são o Visible Emission Line Coronagraph (VELC) – Instituto de Astrofísica Indiano, Bangalore; o Solar Ultraviolet Imaging Telescope (SUIT) – Centro Inter Universitário para Astronomia e Astrifísica, Pune; o Solar Low Energy X-ray Spectrometer (SoLEXS) – Centro de Satélites U. R. Rao, Bangalore; e o High Energy L1 Orbiting X-ray Spectrometer (HEL1OS) – Centro de Satélites U. R. Rao, Bangalore. Por seu lado, os instrumentos para a realização de observações in-situ são o Aditya Solar wind Particle Experiment (ASPEX)- Laboratório de Investigação de Física, Ahmedabad; o Plasma Analyser Package For Aditya (PAPA) – Laboratório de Física Espacial do Centro Espacial Vikram Sarabhai, Thiruvananthapuram; e o Advanced Tri-axial High Resolution Digital Magnetometers, desenvolvido no Laboratório para Sistemas Electroópticos, Bangalore.
O instrumento VELC irá estudar a corona solar e a dinâmica das ejecções de massa coronais. Por seu lado, o SUIT irá observar a fotosfera e a cromosfera do Sol em ultra-violeta próximo e também medir as variações na irradiância solar em ultra-violeta próximo. Os instrumentos ASPEX e PAPA irão estudar o vento solar e os iões energéticos, bem como as suas distribuições de energia.
Os instrumentos SoLEX e HEL1OS irão estudar as explosões de raios-X provenientes do Sol num variado leque de energias de raios-X. O magnetómetro a bordo da sonda irá medir os campos magnéticos interplanetários no ponto L1.
A missão PSLV-C57
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.
A ignição dos propulsores laterais PSOM-XL 1 e 2 ocorre a T+0,42s, seguindo-se a ignição dos propulsores laterais PSOM-XL 3 e 4 a T+0,62s e dos propulsores laterais PSOM-XL 5 e 6 a T+25,0s. A separação dos propulsores laterais PSOM-XL 1 e 2 ocorre a T+1m 9,9s, seguindo-se a separação dos propulsores laterais PSOM-XL 3 e 4 a T+1m 10,1s, e dos propulsores laterais PSOM-XL 5 e 6 a T+1m 32,0s.
O primeiro estágio PS1 separa-se a T+1m 49,4s, com a ignição do segundo estágio a ocorrer a T+1m 49,6s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 24,4s.
O final da queima e separação do segundo estágio PS2 ocorre a T+4m 22,38s e a ignição do terceiro estágio PS3 ocorre a T+4m 23,58s. O final da queima e separação do terceiro estágio ocorre a T+9m 41,42s.
A primeira ignição do quarto estágio PS4 inicia-se a T+24m 53,52s e termina a T+25m 23,38s. A segunda ignição do quarto estágio inicia-se a T+52m 7,52s e termina a T+59m 59,52s.
A separação da sonda Aditya-L1 ocorreu a T+1h 3m 31s.
O foguetão PSLV
Na missão PSLV-C57 foi utilizada a versão PSLV-XL 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 no desempenho 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 |
| 2019-089 | 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) |
| 2023-132 | 02/Set/23
06:20 |
PSLV-XL/PSLV-C57 | SLP | Aditya-L1 |
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