O tão aguardado observatório astronómico Indiano, Astrosat, foi colocado em órbita às 0430UTC do dia 28 de Setembro de 2015. O lançamento foi levado a cabo pelo foguetão PSLV-C30, um veículo PSLV-XL lançado desde a Plataforma de Lançamento FLP do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, localizado na Ilha de Sriharikota. Na sua viagem até à órbita terrestre, o Astrosat foi acompanhado por mais seis pequenos satélites provenientes da Indonésia, Canadá e Estados Unidos.
Este foi o 4º lançamento orbital da Índia em 2015 e todas as suas fases decorreram sem problemas. A ignição do primeiro estágio do lançador tem lugar a T+0s, seguindo-se a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido n.º 1 e 2 a T+0,42 s e dos propulsores n.º 3 e 4 a T+0,62 s. Estas ignições ocorrem ainda com o lançador na plataforma de lançamento. A ignição dos propulsores laterais n.º 5 e 6 ocorrem a T+25 s com o veículo a uma altitude de 2,75 km. Os propulsores laterais são importantes na fase inicial do voo, dando o impulso necessário para que o veículo se liberte das garras da gravidade terrestre, mas tornando-se um fardo pesado assim que o seu prepolente sólido se esgota. O final da ignição dos propulsores n.º 1 e 2 ocorre a T+1 m 9,90 s, enquanto que a ignição dos propulsores n.º 3 e 4 ocorre a T+1 m 10,1 s, com a separação a decorrer de imediato. O final da queima dos propulsores n.º 5 e 6 ocorre a T+1 m 32,0 s, separando-se também de imediato.
Nesta altura o lançador encontra-se a uma altitude de 43,73 km e aproxima-se da fase de separação do seu primeiro estágio que ocorre a T+1m 52 s (altitude de 64,16 km e a uma velocidade de 2,34 km/s). A ignição do segundo estágio ocorre a T+1 m 52,2 s, estando a uma altitude de 64,36 km. O PSLV-C30 encontra-se já a viajar numa parte da atmosfera terrestre que já não representa um perigo para a sua carga e sendo assim, as duas metades da carenagem de protecção são um peso desnecessário que deve ser descartado. Isto acontece a T+2 m 49,s, a uma altitude de 113,97 km e a uma velocidade de 5,29 km/s.
O final da queima do segundo estágio tem lugar a T+4 m 22,99 s, com o terceiro estágio a entrar em ignição a T+4 m 24,18 s (altitude de 157,90 km e velocidade de 5,29 km/s). O terceiro estágio vai terminar a sua queima a T+9 m 47,64 s, com o conjunto a uma altitude de 335,34 km e a viajar a uma velocidade de 7,54 km/s. O quarto estágio começa a sua função a T+16 m 57,0 s, terminando a sua queima a T+21 m 55,92 s (a uma altitude de 650, 17 km e a uma velocidade de 7,53 km/s).
A sequência de separação das diferentes cargas a bordo do PSLV-C30 inicia-se com a separação do ASTROSAT a T+22 m 32,92 s. A separação ocorre a uma altitude de 650,17 km e a uma velocidade de 7,53 km/s. De seguida é a vez do satélite Indonésio LAPAN-A2 a separar-se a T+23 m 2,92 s (altitude de 650,16 km; velocidade de 7,53 km/s). O satélite exactView-9 separa-se do quarto estágio do PSLV-C30 a T+23 m 27,92 s (altitude de 650,14 km; velocidade de 7,53 km/s). Os quatro satélites Lemur separam-se s T+24 m 2,92 s (Lemur-2 ‘Joel’ e Lemur-3 ‘Peter’), T+ 25m 12,92 s (Lemur-4 ‘Jeroen’) e T+25 m 32,92 s (Lemur-5 ‘Chris’).
Astrosat – o primeiro observatório astronómico da Índia em órbita
O Astrosat é o primeiro observatório astronómico Indiano para realizar observações a partir da órbita terrestre em vários comprimentos de onda. Esta missão cientifica tem como objectivo alargar os nossos conhecimentos sobre o Universo, através de uma das características únicas do Astrosat, isto é, a observação simultânea em vários comprimentos de onda de vários objectos astronómicos com um único satélite.
O Astrosat irá realizar observações em comprimentos de onde visível, ultravioleta, e raios-X de alta e baixa energia, numa região do espectro electromagnético onde a maior parte dos satélites são capazes de observar apenas uma banda estreita do espectro electromagnético. As observações em vários comprimentos de onda por parte do Astrosat podem ser ainda mais alargadas com observações coordenadas utilizando outros satélites em órbita e observatórios no solo. A maiores instituições de Astronomia da Índia e algumas universidades Indianas irão participar nestas observações.
No lançamento, o Astrosat tem uma massa de 1.513 kg e irá operar numa órbita circular com uma altitude média de 650 km com uma inclinação de 6º em relação ao equador terrestre. A sua missão principal deverá ter uma duração de cinco anos.
Com uma forma cubóide, o Astrosat está equipado com dois painéis solares com células solares de junção tripla que geram 2.100 watts de energia eléctrica. Sensores solares e estelares bem como giroscópios irão ajudar a fornecer uma referência de orientação para o satélite. Foram projectados e implementados esquemas especiais de controlo térmico para alguns elementos críticos da carga a bordo. O sistema de controlo orbital e de atitude (AOCS – Attitude and Orbit Control System) é extremamente preciso e mantém a orientação do satélite com o auxílio de rodas de reacção, torques magnéticos e pequenos propulsores.
Após a injecção orbital, os dois painéis solares do Astrosat são automaticamente colocados na posição operacional e o centro de controlo do satélite no Controlo de Operações da Missão (MOX – Mission Operations Complex) da rede de Comando, Rastreamento e Telemetrias do ISRO (ISTRAC – ISRO Telemetry, Tracking and Command Network) em Bangalore, gere as operações do satélite durante a sua missão. Os dados científicos obtidos pelas cinco cargas cientificas do Astrosat são enviados para o solo sendo recebidos na estação do MOX. Os dados são então processados, arquivados e distribuídos pelo Centro de Dados de Ciência Espacial da Índia (ISSDC – Indian Space Science Data Center) localiza
do em Byalalu, perto de Bangalore.
Instrumentos científicos
Apesar de a maior parte das missões da ISRO serem orientadas para determinadas aplicações, as restantes têm uma natureza cientifica. O primeiro satélite Indiano, o Aryabhata, foi um satélite científico. Este foi seguido por várias missões científicas, tais como a SROSS e o YouthSat. Para além do IRS-P3 e GSAT-2 transportarem experiências científicas na área da astronomia. Ainda para lá destas missões, as sondas Chandrayaan-1 e a Mars Orbiter Mission, levaram a cabo com sucesso missões de exploração da Lua e de Marte, respectivamente.
Os objectivos científicos do Astrosat são: a compreensão dos processos de alta energia em sistemas estelares binários contendo estrelas de neutrões e buracos negros; estimar o campo magnético de estrelas de neutrões; estudar berçários de estrelas e os processos de alta energia em sistemas estelares para lá da nossa galáxia; detectar novas fontes de raios-X; levar a cabo uma observação limitada do campo profundo do Universo na região do ultravioleta.
As cinco cargas científicas do Astrosat foram seleccionadas para facilitar uma observação mais profunda sobre os vários processos astrofísicos que ocorrem nos vários tipos de objectos astronómicos que constituem o nosso Universo. Estas cargas observam a luz visível, os ultravioletas e os raios-X que provêm de corpos celestes distantes.
Das cinco cargas científicas do Astrosat, o UVIT (Ultraviolet Imaging Telescope) foi desenvolvido em conjunto pelo Instituto Indiano de Astrofísica (IAI – Indian Astrophysics Institute), em Bangalore, e pelo Centrr o Inter-Universitário para Astronomia e Astrofísica (IUCAA – Inter University Center for Astronomy and Astrophysics), em Pune, em colaboração com o ISRO e com a Agência Espacial Canadiana (CSA – Canadian Space Agency). Este instrumento é capaz de observar o céu em luz visível e nas regiões do ultravioleta próximo e distante do espectro electromagnético. Os dois telescópios do UVIT foram projectados para conseguirem uma excelente resolução de imagem e também possuem um grande campo visual de observação.
O LAXPC (Large Area X-ray Proportional Counter), a segunda carga do Astrosat, foi projectado para estudas as variações nas emissões de raios-X a partir de fontes tais como binárias de raios-X, núcleos galácticos activos e outras fontes cósmicas. Pode fazer medições das características espectrais de diferentes classes de fontes de raios-X ao longe de um grande leque espectral entre 3 e 80 keV. O LAXPC possui uma área efectiva para a recolha de fotões de raios-X com energias para lá dos 25 keV, cerca de cinco vezes maior em comparação com outras missões científicas similares. O LAXPC foi desenvolvido pelo Instituto Tata de Pesquisas Fundamentais (TIFR – Tata Institut of Fundamental Research), de Mumbai, e pelo Instituto de Investigação Raman (RII – Raman Research Institute), de Bangalore.
Desenvolvido pelo TIFR em colaboração com a Universidade de Leicester (Reino Unido) e com o ISRO, o Soft X-ray Telescope (SXT) foi projectado para estudar a forma como o espectro de raios-X entre 0,3 keV e 8 keV proveniente de fontes distantes varia com o tempo. Tais estudos auxiliam na compreensão das características dos corpos que emitem este tipo particular de raios-X. Este telescópio tem uma distância focal de 2 metros com uma cobertura cónica de outro coberta por uma camada de alumínio que reflecte os raios-X que incidem em ângulos muito rasos. A câmara do plano focal deste instrumento possuí um CCD.
O Cadmium Zinc Telluride Imager (CZTI) é mais uma carga do Astrosat para realizar observações em raios-X, alargando a capacidade do satélite para detectar raios-X de alta energia na região entre os 10 keV e os 100 keV. Assim, para além de suplementar os estudos espectrais feitos pelo LAXPC, o CZTI irá também ser capaz de detectar emissões de raios gama e estudar as suas características. O CZTI foi desenvolvido pelo TIFR e pelo IUCAA em colaboração com o ISRO.
A quinta carga do Astrosat é o SSM (Scanning Sky Monitor) desenvolvido pelo Centro de Satélites do ISRO, Bangalore, e pelo IUCAA. O instrumento tem por objectivo observar o céu numa monitorização de longo período em busca de fontes de raios-X em estrelas binárias, e para a detecção e localização de fontes que se tornem brilhantes em raios-X em curtos espaços de tempo. Tais fontes transitórias de raios-X serão então estudadas em detalhe por outros instrumentos no Astrosat.
Outros satélites a bordo do PSLV-C30
O satélite Indonésio LAPAN-A2 (também conhecido como LAPAN-ORARI) será utilizado para a observação da Terra e para comunicações amadoras. O satélite transporta um sistema AIS (Automatic Identification System) para a identificação de navios nas águas da Indonésia e uma câmara de vídeo com uma cobertura três vezes mais larga do que a que foi transportada pelo satélite Lapan-Tubsat. A bordo encontra-se também uma carga de comunicações a ser utilizada pelos rádios amadores em alturas de emergência.
A câmara de observação Kappa PAL permite obter imagens da superfície terrestre com uma largura de 80 km e a câmara Kappa HDTV permite obter imagens de alta resolução com uma resolução de 6 metros e uma cobertura de 11 x 6 km.
O satélite Canadiano exactView-9 (EV-9) irá fazer parte da constelação exactEarth para monitorizar o movimento de embarcações através de canais de navegação e portos, além de proporcionar informações sobre os movimentos globais de mercadorias. O satélite, com uma massa de 5,5 kg, incorpora um 
sistema de controlo de atitude de alta performance, um receptor AIS e um transmissor de alta capacidade para transferência de grandes volumes de dados. As suas dimensões são 0,20 x 0,20 x 0,20 metros e é baseado na plataforma Generic Nanosatellite Bus (GNB).
Os quatro satélites Lemur-2 constituem a fase inicial de uma constelação de satélites a ser colocados numa órbita terrestre baixa e que foram desenvolvidos pela Spire. Os satélites têm uma massa de 4 kg e transportam duas cargas a bordo: o sistema de observação STRATOS e a carga SENSE AIS. Esta última permite seguir os navios em todo o mundo, recepcionando os seus sinais AIS. Osd satélites fazem a recepção dos sinais de GPS em órbitas próximas da atmosfera terrestre. O sinal GPS, ao atravessar a atmosfera, sofre alterações e utilizando um processo denominado como ‘ocultação rádio GPS’, os satélites medem as alterações nesses sinais para calcular perfis muito precisos de temperatura, pressão e humidade na Terra. O satélite são baseados na plataforma CubeSat-3U.
O foguetão 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 propolente no primeiro, segundo e quarto; melhoria na performance do motor do terceiro estágio ao se optimizar 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 á 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 49,5º em relação ao equador terrestre ou então 800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
O quadro seguinte mostra as características do PSLV-C30 (massa no lançamento: 320.200 kg, altura: 44,4 metros).
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:
• 1º Estágio: sistema SITVC (Secondary Injection Thrust Vector Control) para controlo de translação, e motores de reacção para controlo da rotação;
• 2º Estágio: movimentação do motor para controlo de translação e motor de controlo da rotação;
• 3º Estágio: escape (tubeira) flexível para controlo de translação e sistema de controlo de reacção PS-4 para controlo da rotação;
• 4º Estágio: 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.
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.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5481
– Lançamento orbital com sucesso: 5130
– Lançamento orbital Índia: 48
– Lançamento orbital Índia com sucesso: 41
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR: 48
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR com sucesso: 41
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR em 2015: 4
Ao se referir a ‘lançamentos com sucesso’ significa um lançamento no qual algo atingiu a órbita terrestre, o que por si só pode não implicar o sucesso do lançamento ou da missão em causa (como foi o caso do lançamento do Progress M-27M).
A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento (os valores referentes aos lançamentos por parte da China não são precisos).
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 32,1% foram realizados pela Rússia; 24,5% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 15,1% pela China; 15,1% pela Arianespace; 5,7% pelo Japão, 5,7% pela Índia e 1,9% pelo Irão.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
29 Set (2315:00) – CZ-3B Chang Zheng-3B/G2 (Y33) – Xichang – Beidou-3-I2s
30 Set (2018:07) – Ariane-5ECA (L580/VA226) – CSG Kourou, ELA3 – Sky Muster (NBN Co 1A); Arsat-2
01 Out (1649:41) – 11A511U Soyuz-U (G15000-146) – Baikonur, LC1 PU-5 – Progress M-29M (Прогресс М-29М)
02 Out (1009:00) – Atlas-V/421 (AV-059) – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – Morelos 3 (Mexsat-2)
05 Out (????:??) – CZ-2D Chang Zheng-2D – Jiuquan, LC43/603 – JL-1 Jinlin-1 (吉林1号); LQ Lingqiao-A (灵巧验证卫星); LQ Lingqiao-B (灵巧视频卫星); LQSat