A Organização de Investigação Espacial Indiana (ISRO) realizou o seu último lançamento orbital de 2022 ao colocar em órbita terrestre o satélite de investigação oceanográfica EOS-06 (Oceansat-3).
O lançamento da missão PSLV-C54 teve lugar às 0626UTC do dia 26 de Novembro de 2022 sendo realizado por um foguetão PSLV-XL a partir da Plataforma de Lançamento FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial Satish Sawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
Com o satélite EOS-06 foram colocados em órbita oito outros satélites, sendo o INS-2B (BhutanSat), Pixxel-TD 1 (Anand), Astrocast-0301 a Astrocast-0304, o Thybolt-1 e oThybolt-2.
Desenvolvido e operado pela ISRO, o EOS-06 (Oceansat-3) é o primeiro satélite da terceira geração de satélites oceanográficos da série Oceansat. O satélite, com uma massa de 1.117 kg, irá proporcionar a continuidade dos serviços do satélite Oceansat-2 com uma carga melhorada e de maior capacidade, bem como outras áreas de aplicação dos seus dados.
O satélite transporta quatro instrumentos: Ocean Color Monitor (OCM-3), o Sea Surface Temperature Monitor (SSTM), o Ku-Band Scatterometer (SCAT-3), e o instrumentos ARGOS.
O OCM-3 opera em 13 bandas em VNIR (dos 400 nm aos 1010 nm) com uma resolução espacial de 360 metros e uma varredura de 1.400 km para a monitorização da cor dos oceanos.
O satélite deverá garantir a continuidade dos dados sobre a cor dos oceanos e dados da direcção dos ventos para sustentar as aplicações operacionais; melhorar as aplicações com conjuntos de dados adicionais, tais como a temperatura da superfície dos oceanos e um número de bandas adicionais na região óptica para florescência e na região do infravermelho para acomodação de correcções atmosféricas; desenvolver / melhorar algoritmos relacionados e produtos de dados para servir aplicações bem estabelecidas em determinadas áreas e para melhorar a utilidade da missão.
Com uma massa de 18,28 kg, o satélite INS-2B – ISRO Nano Satellite-2 for Bhutan – (também designado BhutanSat), é 
baseado na plataforma INS-2. O seu tempo de vida operacional é de seis meses.
O INS-2B transporta duas cargas: o NanoMx e o APRS-Digipeater. O NanoMx é um sistema de observação óptica multiespectral desenvolvido pelo Centro de Aplicações Espaciais (Space Applications Centre – SAC), enquanto o APRS-Digipeater foi desenvolvido em conjunto pelo DITTBhutan e pela URSC.
O pequeno satélite Anand tem uma massa de 16,51 kg e foi desenvolvido pela Pixxel, Também designado Pixxel-TD 1, é um satélite de demonstração tecnológica para demonstrar as capacidades e aplicações comerciais de uma câmara miniaturizada para a observação da Terra utilizando um micro-satélite a operar numa órbita terrestre baixa.
O satélite é estabilizado nos seus três eixos espaciais sendo composto por uma secção de controlo e comando (acomodando todos os subsistemas tais como telemetria, telecomando, sistema de fornecimento de energia, sistema de controlo e determinação de atitude, computador de bordo, etc.) e a unidade de carga contendo a câmara experimental.
Os satélites Astrocast são satélites que oferecem serviços globais maquina a maquina (M2M) em banda L operados pela Astrocast SA (anteriormente conhecida como ELSE SA).
Os satélites operam numa órbita terrestre baixa permitindo assim a criação de uma rede global, cobrindo todos os pontos do planeta incluindo os pólos. Graças a uma frequência de banda dedicada, a constelação pode operar sem a interferência de ruído gerado por outros dispositivos. Estima-se que a Astrocast pode construir, lançar e operar uma constelação de 64 CubeSats por menos de $50 milhões, providenciando uma baixa variação de comunicação de dados. Os satélites são baseados no modelo CubeSat-3U, têm uma massa de 4,5 kg e as suas dimensões são 10 x 10 x 34 cm. Depois da integração do terminal NanoLink, os activos terrestres podem enviar com confiança e segurança dados do sensor para a constelação de nano-satélites que irão confirmar a recepção. A Astrocast permite a transmissão de 1Kb/dia de qualquer região do planeta Terra.
Os satélites Thybolt-1 e Thybolt-2 são CubeSat-0.5U que incluem uma carga de comunicações para permitir uma demonstração tecnológica rápida e o desenvolvimento de constelações para múltiplos utilizadores. Os satélites tão irão demonstrar uma funcionalidade ‘Store-and-Forward’ para utilizadores autorizados nas bandas de frequência amadoras.
Os satélites foram desenvolvidos utilizando a plataforma Dhruva Space Orbital Deployer para a realização de operações de missão específicas durante um período mínimo de um ano.
A missão PSLV-C54
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 PSOM-XL 2 ocorreu a T+0,42s, seguindo-se a ignição dos propulsores laterais PSOM-XL 3 e PSOM-XL 4 a T+0,62s. A ignição dos propulsores laterais PSOM-XL 5 e PSOM-XL 6 ocorre a T+25,0s, com o veículo já em voo.
O final da queima e separação dos propulsores laterais PSOM-XL 1 e PSOM-XL 2 ocorreu a T+1m 9,9s, seguindo-se os propulsores laterais PSOM-XL 3 e PSOM-XL 4 a T+1m 10,1s. O dinal da queima e separação dos propulsores laterais PSOM-XL 5 e PSOM-XL 6 ocorreu a T+1m 32,0s
O primeiro estágio PS1 separa-se a T+1m 49,7s, com a ignição do segundo estágio a ocorrer a T+1m 49,9s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+2m 29,9s.
O final da queima e separação do segundo estágio PS2 ocorre a T+4m 22,8s e a ignição do terceiro estágio PS3 ocorre a T+4m 23,9s. O final da queima e separação do terceiro estágio ocorre a T+8m 11,3s.
A ignição do quarto estágio PS4 inicia-se a T+8m 22,0s e termina a T+16m 26,4s.
A separação do satélite EOS-06 (Oceasat-3) ocorreu a T+17m 13,4s. Após a separação da carga principal, o quarto estágio realiza duas alterações de órbita que ocorrem entre T+41m 25,3s e T+1h 5m 6,1s, e T+1h 31m 30,2s e T+1h 52m 34,5s.
A separação dos satélites Thybolt-1 e Thybolt-2 ocorre a T+1h 54m 3,8s, seguindo-se a separação do satélite Astrocast-0301 a T+1h 54m 12,3s, do satélite Astrocast-0302 a T+1h 55m 7,4s, do satélite Astrocast-0303 a T+1h 55m 34,7s e do satélite Astrocast-0304 a T+2h 3m 55,6s. A separação do satélite Pixxel-TD 1 (Anand) ocorre a T+2h 4m 4,5s e a separação do satélite INS-2B (BhutanSat) ocorre a T+2h 5m 4,5s.
A missão termina com a inactivação do quarto estágio do lançador.
O foguetão PSLV
Na missão PSLV-C54 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 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 |
| 2019-018 | 01/Abr/19
03:57 |
PSLV-QL/PSLV-C45 | SLP | EMISat
Flock-4a (1) a Flock-4a (20) Lemur-2 (96) ‘JohanLoran’ Lemur-2 (97) ‘Beaudacious’ Lemur-2 (98) ‘Elham’ Lemur-2 (99) ‘Victor-Andrew’ BlueWalker-1 (BW-1) M6P AISTECHSAT 3 (Danu Pathfinder) Astrocast-0.2 PS4 (AIS/APRS/ARIS) |
| 2019-028 | 22/Mai/19
00:00 |
PSLV-CA/PSLV-C46 | FLP | RISAT-2B |
| 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 |
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