A Organização de Investigação Espacial Indiana (ISRO) falhou o lançamento inaugural do seu novo foguetão de propulsão sólida SSLV.
O lançamento do SSLV-D1 teve lugar às 0348UTC do dia 7 de Agosto de 2022 a partir da Plataforma de Lançamento FLP (Fist Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
Apesar dos três primeiros estágios do lançador terem um desempenho nominal, a ignição do último estágio não decorreu como previsto. Assim, não foi possível atingir uma velocidade orbital e os satélites acabariam por reentrar na atmosfera antes de completar uma órbita em torno da Terra.
O foguetão SSLV
O foguetão SSLV (Small Satellite Launch Vehicle) foi desenvolvido pela ISRO (India Space Research Organization), sendo um lançador composto por três estágios de combustível sólido, tendo um estágio superior de combustível líquido (VTM – Velocity Trimming Module) que induz a velocidade final para atingir a órbita terrestre.
O primeiro estágio (SS1/S-85) tem uma massa de 87.000 kg, com um comprimento de 22,5 metros, um diâmetro de 2 metros e um tempo de queima de 117 segundos. O segundo estágio (SS2/S-7) tem uma massa de 7.700 kg, com um comprimento de 3,2 metros, um diâmetro de 2 metros e um tempo de queima de 121 segundos. O terceiro estágio (SS3/S-4) tem uma massa de 4.500 kg, com um comprimento de 2,8 metros, um diâmetro de 1,7 metros e um tempo de queima de 112 segundos. O estágio VTM tem um diâmetro de 2 metros e consome MMH (monometil-hidrazina) e MON3 (mistura de óxidos de azoto).
O SSLV é capaz de lançar Mini, Micro ou Nanossatelites (com massas de 10 a 500 kg) para uma órbita planar a 500 km de altitude, fornecendo um acesso de baixo custo ao espaço numa base de demanda. O SSLV pode ser preparado para a missão num espaço de tempo reduzido, oferecendo flexibilidade na acomodação de múltiplos satélites e requerendo um mínimo de infraestruturas.
Na sua missão inaugural, o SSLV-D1 tinha um comprimento de 34 metros, 2 metros de diâmetro e desenvolvendo uma força de 120.000 kg no lançamento.
A carga da missão SSLV-D1
Na sua missão inaugural o SSLV transportou dois satélites: o EOS-02 (Microsat-2A) e o AzaadiSAT.
O EOS-02 (Microsat-2A) era um satélite experimental de detecção remota com uma resolução espacial elevada. O satélite tinha como missão demonstrar a capacidade de lançamento em demanda e a utilização de um pequeno satélite de construção rápida. O EOS-2 era baseado na plataforma IMS-1 e a sua massa no lançamento era de 135 kg.
Os objectivos gerais da missão EOS-2 eram o de projectar e desenvolver um satélite experimental ágil com uma carga de observação da Terra, fornecendo informações sobre as anomalias térmicas ao utilizar aplicações no domínio dos estudos geoambientais, florestação, hidrologia, agricultura, solos, estudos costeiros, etc.
O EOS-2 utilizava um sistema de observação equipado com sistemas ópticos comuns e um espelho primário metálico desenvolvido na base da plataforma IMS-2, com massa e volume limitados.
O satélite era construído numa estrutura de ‘favos de mel’ de alumínio, tendo uma estrutura cubóide com dimensões 552 mm x 600 mm x 600 mm, sendo projectado e qualificado para uma massa total de 145 kg. Os subsistemas da estrutura principal e da plataforma eram integrados como cargas independentes e todas as cargas eram acomodadas na secção superior do satélite. O EOS-2 deveria operar em órbita durante 10 meses.
Dois painéis solares iriam gerar 350 W e constituíam os únicos apêndices amovíveis.
A plataforma de observação seria altamente ágil com uma manobrabilidade de 3,5.º/s e uma precisão de alinhamento de 0,1.º. Os dados obtidos seriam transmitidos num fluxo de 32 Mbps em banda-X.
O pequeno AzaadiSAT era um CubeSat-8U com uma massa de cerca de 8 kg. Transportava 75 cargas distintas, cada uma com uma massa de 0,05 kg para a realização de fentoexperiências. O satélite foi construído por alunas de toda a Índia às quais foi prestado apoio para o desenvolvimento e construção das experiências.
As cargas foram integradas pelos estudantes da organização “Space Kidz India” e incluíam um repetidor UHF-VHF que iriam funcionar na frequência de rádio-amador para permitir a transmissão de voz e dados para os operadores de rádio-amador, um contador de radiação díodo PIN de estado sólido para medir a radiação ionizante na órbita do satélite, um repetidor de longo alcance e uma câmara para obtenção de imagens do satélite.
O sistema de controlo no solo da “Space Kidz India” seria utilizado para receber os dados do satélite.
Lançamento da missão SSLV-D1
A missão SSLV-D1 deveria seguir o perfil típico de voo projectado para o lançador SSLV. A missão decorreu como previsto até à ignição do estágio superior VTM. Porém, devido a um erro de sensor, esta ignição teve apenas a duração de 0,1 segundos, levando a que o veículo não conseguisse atingir a velocidade orbital. O sensor utilizado no VTM era semelhante a outros sensores redundantes já utilizados em missões anteriores do lançador PSLV.
A ISRO constituiu um grupo de análise para determinar a causa raiz que levou à perda da missão. Numa primeira fase foi revelado que o denominado Inertial Navigation System (INS) – o sistema de navegação inercial – não estava a funcionar quando a velocidade foi reduzida para 7,3 km/h. Parece ter sido por esta razão que o VTM não executou a sua queima.
Após deixar a plataforma de lançamento a T=0s, o SSLV inicia um voo vertical e executa uma manobra para se alinhar com o seu azimute de voo de 135.º. O lançamento tinha como objectivo colocar a sua carga numa órbita circular a uma altitude de 356,2 km e com uma inclinação de 37,21.º.
Após o final da queima do primeiro estágio, a ignição do segundo estágio ocorreu a T+2m 8,2s (a uma altitude de 93 km) com a separação do primeiro estágio a ocorrer a T+2m 8,5s. A separação da carenagem de protecção ocorre a T+2m 42,9s e a separação do segundo estágio ocorre a T+5m 39,7s.
A queima do terceiro estágio decorre entre T+5m 46,1s e T+10m 45,1s.
A queima do estágio VTM deveria ter uma duração de cerca de 20 segundos e inicia-se a T+10m 53,5s, mas termina a T+10m 54,4s. Em resultado deste problema, os satélites separam-se numa órbita com um perigeu a 76 km de altitude e apogeu a 356 km de altitude, levando a que viessem a reentrar na atmosfera terrestre pouco depois.