A Organização de Investigação Espacial Indiana (ISRO – Indian Space Research Organization) realizou com sucesso o primeiro lançamento orbital de 2024, colocando em órbita uma missão científica que é a sua primeira missão dedicada à polarimetria para estudar a polarização dos raios-x cósmicos e as várias dinâmicas das fontes astronómicas de raios-x sobre condições extremas.
O lançamento do satélite XPoSat teve lugar às 0340UTC do dia 1 de Janeiro de 2023 e foi realizado pelo foguetão PSLV-DL (PSLV-C58) a partir da Plataforma de Lançamento FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
O objectivo da missão PSLV-C58 era o de colocar o satélite XPoSat numa órbita terrestre baixa. Após a separação do XPoSat, o estágio PS4 seria activado duas vezes mais para reduzir a sua órbita para uma altitude de 350 e manter um modo de estabilização nos seus três eixos espaciais para a realização de experiências em modo de plataforma orbital. A experiência PSLV Orbital Experimental Module-3 (POEM-3) será executada cumprindo os objectivos de dez cargas fornecidas pela ISRO e pela IN-SPACe.
Todas as fases do lançamento decorreram sem problemas, resultando na colocação em órbita da carga principal, bem como do último estágio do foguetão lançador que transportou várias cargas integradas. A tabela seguinte mostra os parâmetros orbitaisd dos objectos resultantes desde lançamento.
| Designação Internacional | NORAD | Satélite | Perigeu (km) | Apogeu (km) | Inclinação orbital (º) | Período orbital (min) |
| 2024-001A | 58694 | XPoSat | 638 | 653 | 5,99 | 97,64 |
| 2024-001B | 58695 | POEM-3 | 342 | 353 | 9,66 | 91,48 |
O satélite XPoSat
O satélite XPoSat (X-ray Polarimeter SATellite) é a primeira missão cientifica da ISRO dedicada a realizar a investigação tendo por base as medições de polarização realizadas em órbita de emissões de raios-X provenientes de fontes celestes.
O satélite é baseado na plataforma IMS-2, sendo a configuração dos sistemas principais baseada na configuração dos satélites IRS. tem uma massa de 469 kg e o seu tempo de vida útil é de 5 anos.
O satélite transporta duas cargas principais, sendo o POLIX (Polarimeter Instrument in X-rays) e o XSPECT (X-ray Spectroscopy and Timing). O POLIX foi desenvolvido pelo Instituto de Investigação Raman (Raman Research Institute), Bangaluru, e o XSPECT foi desenvolvido pelo Space Astronomy Group URSC. O POLIX foi projectado para medir parâmetros de polarimetria, especificamente o grau e o ângulo de polarização, na faixa média de energia de raios-x de 8 a 30 keV originários de fontes astronómicas. O XSPECT fornecerá informações espectroscópicas na faixa de energia de 0,8-15 keV, devendo observar pulsares de raios-x, binários de buraco negro, estrelas de neutrões de baixo campo magnético em binários de raios-x de baixa massa, núcleos galácticos ativos e magnetares.
Os principais objectivos da missão são:
- medir a polarização dos raios-X na banda de energia de 8-30 keV proveniente de cerca de cinquanta fontes potenciais através da Dispersão Thomson utilizando a carga POLIX;
- levar a cabo estudos espectrais e temporais de longa duração das fontes cósmicas de raios-x na banda de energia de 0,8-15 keV pela carga XSPECT;
- realizar medições de polarização e de espectroscopia das emissões de raios-x provenientes de fontes cósmicas utilizando as cargas a bordo na banda de energia comum;
- estudar a distribuição do campo magnético, anisotropias geométricas, alinhamento na linha de visão, natureza do acelerador nas fontes de raios-x cósmicas ao medir o grau de polarização e o seu angulo;
- estudar a estrutura e geometria do campo magnético das estrelasd de neutrões, mecanismo da emissão dos raios-x e a dsua relação com a luminosidade e massa do nível de acreção dos pulsares mais poderosos;
- compreensão detalhada das fontes binárias de buracos negros gelécticos;
- estudar e confirmar sobre se a produção de raios-x é proveniente das camadas polares das estrelas de neutrões ou das camadas exteriores da magnetosfera de pulsares;
- distinguir o mecanismo sincrotónico como sendo dominante sobre a emissão térmica nos restos de supernovas.
O POEM-3
O PSLV Orbital Experimental Module-3 (POEM-3) consiste no último estágio do foguetão lançador PSLV-DL (PSLV-C58), tranmsportando dez cargas não separáveis, fornecidas pela ISRO e pela IN-SPACe.
Para executar a missão, o estágio PS4 estava configurado como uma Plataforma Orbital estabilizada nos seus três eixos espaciais para a realização de experiências para qualificar sistemas com novas ideias.
Os requisitos de energia da plataforma orbital são conseguidos por um painel solar fexível FSP (Flexible Solar Panel) em conjunto com uma bateria de iões de lítio de 50Ah. A plataforma orbital é composta por sistemas aviónicos para navegação, orientação e controlo, bem como para telecomando. A bordo existe também um sistema de controlo de atitude para o controlo da plataforma para testar as cargas (ver tabela a seguir).
A missão PSLV-C58
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 5 e 6 ocorre a T+0,42s. Os dois propulsores têm uma queima de mais de um minutos, separando-se a T+1m 9,9s.
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+2m 55,1s.
O final da queima e separação do segundo estágio PS2 ocorre a T+4m 21,5s e a ignição do terceiro estágio PS3 ocorre a T+4m 22,7s. O final da queima e separação do terceiro estágio ocorre a T+9m 46,3s.
A ignição do quarto estágio PS4 inicia-se a T+16m 51,4s e termina a T+20m 58,9s. A separação do satélite XPoSat ocorre a T+21m 55,9s.
Após a separação do XPoSat, o PS4 foi colocado numa órbita a 350 km com uma inclinação de cerca de 9,6º, ao se proceder a duas manobras orbitaisd com o PS4. O propelente restante será libertado através dos seus motores como precursor de segurança do estágio durante as experiências futuras de reentrada. O oxidante é libertado em primeiro lugar, seguindo-se o combustível numa sequência de operações predeterminada. O actual esquema de passivação do estágio ao libertar a pressão dos tanques esteve também activo. Após a passivação do PS4, o seu controlo é transferido para os aviónicos do POEM.
O foguetão PSLV
Na missão PSLV-C58 foi utilizada a versão PSLV-DL 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 |
| 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 |
| 2024-001 | 01/Jan/24
03:40 |
PSLV-DL(PSLV-C58 | FLP | XPoSat |
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
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 6573
– Lançamento orbital Índia: 91 (1,38%)
– Lançamento orbital Satish Dawan SHAR: 91 (1,38% – 100,00%)
Lançamentos orbitais em 2024
Rússia: 0
Estados Unidos: 0
– SpaceX: 0
– ULA: 0
– Firefly: 0
– Blue Origin: 0
– RocketLab: 0
China: 0
Arianespace: 0
Índia: 1 (100%)
Japão: 0
Coreia do Sul: 0
Irão: 0
Próximos lançamentos orbitais
| Data
Hora (UTC) |
Lançador | Local Lançamento
Plt. Lançamento (Recuperação) |
Carga / Missão | |
| 6574 | 3 Janeiro
02:13:?? |
Falcon-9
286 B1082.1 |
Vandenberg SFB
SLC-4E (OCISLY) |
Starlink G7-9 |
| 6575 | 3 Janeiro
23:04:?? |
Falcon-9
287 |
Cabo Canaveral SFS
SLC-40 (LZ-1) |
Ovzon-3 |
| 6576 | 5 Janeiro
11:20:?? |
Kuaizhou-1A
Y28 |
Jiuquan
LC43/95A |
Tianmu-1 15
Tianmu-1 16 Tianmu-1 17 Tianmu-1 18 |
| 6577 | 8 Janeiro
07:18:?? |
Cabo Canaveral SFS
SLC-41 |
Vulcan-VC2S
VC001 |
Peregrine-1
Asagumo Celestis (CPAC) |