A Índia levou a cabo mais uma missão bem sucedida com o seu foguetão PSLV, colocando em órbita oito satélites. A missão envolveu a colocação dos satélites em órbitas distintas, provando assim a versatilidade deste lançador.
O lançamento da missão PSLV-C35, utilizando um foguetão PSLV-G, teve lugar às 03:42UTC do dia 26 de Setembro de 2016 e foi levada a cabo a partir da Plataforma de Lançamento FLP do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
A carga principal desta missão foi o satélite SCATSat-1, seguindo ainda bordo os satélites (Blacksky) Pathfinder-1, PiSat, AlSat-2B, Pratham, AlSat-1N, CanX-7 e AlSat-1B.
Lançamento
A ignição do primeiro estágio ocorre a T=0s com os propulsores laterais de combustível sólido a entrarem em ignição aos pares e de forma sequencial: os propulsores 1 e 2 entram em ignição a T+0,42s, os propulsores 3 e 4 a T+0,62s e os propulsores 5 e 6 a T+25,0s, com o veículo já em voo e após deixar a plataforma de lançamento.
A separação dos propulsores 1 e 2 ocorre a T+1m 7,9s, seguindo-se a separação dos propulsores 3 e 4 a T+1m 8,1s e finalmente a separação dos propulsores 5 e 6 a T+1m 30,0s. O lançador continua a ascensão propulsionado pelo primeiro estágio até T+1m 52,74s, altura em que este se separa. A ignição do segundo estágio ocorre a T+1m 52,94s.
A separação da carenagem de protecção ocorre a T+2m 41,14s, pois é agora desnecessária e representa um peso extra para o lançador, sendo assim descartada. A separação é sequencial com a quebra pirotécnica das ligações entre as duas metades da carenagem de protecção e de seguida, pela actuação de molas, a carenagem separa-se do veículo.
Terminada a queima do segundo estágio, este separa-se a T+4m 24,20s, com a ignição do terceiro estágio a ocorrer 1,2 segundos depois. Finalizada a queima do terceiro estágio termina, este separa-se a T+9m 47,80s, entrando num voo balístico até à ignição do quarto estágio a T+12m 26,52s. Este termina a sua queima a T+16m 55,84s, a uma altitude de 730,09 km e a uma velocidade de 7,49 km/s.
A separação do satélite SCATSat-1 ocorre a T+17m 32,84s. Para proceder à separação dos restantes satélites, o quarto estágio do lançador tem de proceder a uma manobra de alteração orbital e para tal o quarto estágio inicia a sua segunda queima a T+1h 22m 38,02s, terminando a T+1h 22m 58,56s. Uma terceira queima do quarto estágio PS-4 ocorre entre T+2h 11m 46,52s e T+2h 12m 5,96s.
Antes de se iniciar a separação dos satélites secundários, ocorre a separação do adaptador de carga no qual estava colocado o SCATSat-1. Esta separação ocorre a T+2h 12m 42,96s. A partir daqui, os pequenos satélites vão-se separar em sequência com o satélite AlSat-1N a separar-se a T+2h 13m 12,96s, seguido do satélite CanX-7 (NLS-19) a T+2h 13m 22,96s, do satélite Pratham a T+2h 14m 42,96s, do satélite PiSat a T+2h 14m 52,96s, do satélite AlSat-1B a T+2h 15m 2,96s, do AlSat-2B a T+2h 15m 17,96s e finalmente do satélite Pathfinder a T+2h 15m 32,96s.
Os satélites a bordo do PSLV-C35
A carga principal desta missão foi o satélite SCATSat-1 (Scatterometer Satellite-1). Este satélite foi projectado para servir de ponte nas medições dos ventos oceânicos após a falha do instrumento OSCAT a bordo do satélite Oceansat-2 em Fevereiro de 2014. O satélite foi construído com partes que sobraram de missões anteriores. O SCATSat-1 deverá ter uma vida operacional de cinco anos, fazendo aponte com o OceanSat-3 cujo lançamento está previsto para 2018.
A carga cientifica do SCATSat-1 é composta pelo Ocean Scatterometer-2 (OSCAT-2), uma versão melhorada do OSCAT. O OSCAT-2 é um difusómetro de vento que utiliza o sinal de radar para obter dados sobre a velocidade e direcção do vento perto da superfície do mar a partir da órbita terrestre. O aparelho opera em banda-Ku numa frequência de 13,515 Ghertz, emitindo sinais em direcção da Terra e detectando a retrodifusão resultante destes sinais que chega à superfície oceânica. Os mares mais revoltosos reflectem mais energia do que os mares mais calmos, permitindo assim a análise das condições à superfície. O satélite será capaz de medir velocidades do vento entre 3 m/s e 30 m/s, até 1,8 m/s. Irá medir a direcção do vento com uma precisão de 20º. O instrumento irá rodar a 20,2 rev/m, com dois feixes a varrer a superfície da Terra. O SCATSat-1 foi construído pela ISRO e é baseado na plataforma IMS-2, tendo no lançamento uma massa de 377 kg.
Os satélites AlSat-1B, AlSat-1N e AlSat-2B, serão operados pela Agence Spatiale Algerienne (ASAL), a agência espacial da Argélia. O AlSat-1B tem uma massa de 103 kg e foi fabricado pela Surrey Satellite Technology Ltd (SSTL) em conjunto com engenheiros Argelinos e tendo por base o modelo SSTL-100. O satélite transporta uma carga de observação da Terra com câmaras pancromáticas e multiespectrais.
Construído pela ASAL, o AlSat-2B é b
aseado no modelo AstroSat-100 da Airbus, uma versão comercial do modelo Myriade. Tendo uma massa de 110 kg, o AlSat-2B transporta a bordo o New AstroSat Optical Modular Instrument (NAOMI), um instrumento de observação pancromática e multiespectral com uma resolução superior àquela conseguida pelo AlSat-1B.
Também designado AlSat-Nano, o AlSat-1N é um CubeSat-3U que leva a bordo uma carga de demonstração tecnológica desenvolvida entre a ASAL e a UK Space Agency (UKSA), a agência espacial do Reino Unido. O SpaceMag-PV é um bastão experimental que irá testar a abertura de um bastão com um comprimento de 2 metros com um magnetómetro na sua extremidade para assim validar a capacidade de retracção do bastão para albergar cargas experimentais. O satélite transporta também uma pequena câmara C3D2 e um estudo experimental para investigar a performance de uma fina célula solar no espaço.
O pequeno CanX-7 foi desenvolvido pelo Instituto de Estudos Aeroespaciais da Universidade de Toronto e o seu lançamento foi designado como Nanosatellite Launch Services-19 (NLS-19). O CanX-7 é um CubeSat-3U que transporta três velas que se abrem em órbita para apressar o decaimento orbital do satélite. A principal missão do pequeno satélite é o de demonstrar se estas velas são uma maneira prática de reduzir o tempo de vida orbital de pequenos satélites, ajudando assim a mitigar o problema dos detritos orbitais. O CanX-7 também transporta um receptor Automatic Dependent Service Broadcast (ADS-B) com o objectivo de recolher a identificação e rastreio de aviões, demonstrando a utilização de tais receptores no espaço.
O (BlackSky) Pathfinder-1 (em baixo à esquerda) é um satélite comercial de observação que será operado pela empresa Norte-americana BlackSky Global. Este é o primeiro de dois satélites que serão lançados com o objectivo de validar o seu desenho antes do lançamento de uma constelação de até 60 satélites.
O satélite PES Institute of Technology Imaging Satellite (PISat) é um satélite com uma massa de 5,3 kg que será operado pelo Crucible or Research and Innovation Centre (CoRI) na People’s Education Society (PES) University, Índia. O satélite transporta o sistema de observação NanoCam C1U desenvolv
ido pela companhia aeroespacial Dinamarquesa, GomSpace. O sistema de observação e 3 Mpixel permite uma resolução espacial de 80 metros e uma velocidade de observação de 12 frames por segundo.
O satélite Pratham foi desenvolvido pelo Instituto de Tecnologia da Índia, Bombaim, e foi construído para proporcionar aos estudantes a experiência de trabalho numa missão 
deste tipo. O satélite tem uma massa de 10 kg e tem como objectivo a medição do número total de electrões em determinados pontos da ionosfera terrestre. A sua missão deverá ter uma duração de 4 meses.
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 mostra as características do PSLV-C35 (massa no lançamento: 320.000 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: 5573
– Lançamento orbital com sucesso: 5220
– Lançamento orbital Índia: 55
– Lançamento orbital Índia com sucesso: 48
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR: 55
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR com sucesso: 48
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.
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo em 2016: 23,7% foram realizados pela Rússia; 27,1% pelos Estados Unidos (incluindo ULA (50,0%), SpaceX (50,0%) e Orbital SC); 22,0% pela China; 11,9% pela Arianespace; 10,2% pela Índia, 1,7% pelo Japão, 1,7% pela Coreia do Norte e 1,7% por Israel.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
04 Out (20:30:07) – Ariane-5ECA (VA231) – CSG Kourou, ELA3 – NBN CO 1B (Sky Muster II); GSAT-18
10 Out (02:47:00) – Antares-230 – MARS Wallops Island, LP-0A – Cygnus OA-5 (CRS5) ‘SS Alan Poindexter’
11 Out (?) (??:??:??) – CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G (Y11) – Jiuquan, LC43/921 – SZ-11 Shenzhou-11
19 Out (08:03:00) – 11A511U-FG Soyuz-FG (R15000-059) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz MS-02
?? Out (18:30:00) – Atlas-V/401 (AV-062) – Vandenberg AFB, SLC-3E – WorldView-4, RAVAN, U2U, Aerocube-8C (IMPACT-C). Aerocube-8D (IMPACT-D), Prometheus-2.1, Prometheus-2.2, CELTEE