A Organização de Investigação Espacial Indiana (ISRO – Indian Space Research Organization) levou a cabo com sucesso o lançamento de um novo satélite de detecção remota numa missão que marca o regresso ao activo do foguetão PSLV depois dos problemas registados no lançamento do satélite de navegação IRNSS-1H a 31 de Agosto de 2017.
O lançamento do foguetão PSLV-XL (C40) teve lugar às 0359UTC do dia 12 de Janeiro de 2018 e foi levado a cabo a partir da Plataforma de Lançamento FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial de Satish Dhawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
Juntamente com o CartoSat-2F foram colocados em órbita 30 pequenos satélites, perfazendo uma carga total de 1.323 kg (613 kg referentes aos pequenos satélites).
Todas as fases do lançamento decorreram como previsto. 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 9,9s, seguindo-se a separação dos propulsores 3 e 4 a T+1m 10,1s e finalmente a separação dos propulsores 5 e 6 a T+1m 32,0s. O lançador continua a ascensão propulsionado pelo primeiro estágio até T+1m 48,62s, altura em que este se separa. A ignição do segundo estágio ocorre a T+1m 48,82s.
A separação da carenagem de protecção ocorre a T+2m 31,72s, pois é agora desnecessária e representa um peso extra para o lançador, sendo assim descartada a uma altitude de 115,63 km e a uma velocidade de 2,42 km/s. 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 21,34s, com a ignição do terceiro estágio a ocorrer a T+4m 22,54s. Finalizada a queima do terceiro estágio, este separa-se a T+8m 11,72s, entrando num voo balístico até à ignição do quarto estágio a T+8m 21,72s. Este termina a sua queima a T+16m 36,8s, a uma altitude de 509,36 km e a uma velocidade de 7,60 km/s.
A separação do satélite CartoSat-2F ocorre a T+17m 18,8s, a uma altitude de 510,21 km e a uma velocidade de 7,61 km/s.
O satélite CartoSat-2F
O CartoSat-2F (também designado CartoSat-2ER ou CartoSat-2S4) é a carga principal desta missão. Este satélite é similar aos quatro satélites anteriores da série CartoSat e em especial aos satélites CastoSat-2C, D e E por estar equipado com uma câmara multiespectral. Após a sua colocação na órbita polar sincronizada com o Sol a uma altitude de 505 km, o satélite será colocado na sua configuração operacional após o que começará a fornecer serviços de detecção remota utilizando as suas câmaras pancromáticas e multiespectrais.
As imagens enviadas pelo satélite serão úteis para aplicações cartográficas, aplicações rurais e urbanas, regulação e utilização dos terrenos costeiros, monitorização da rede viária, distribuição da água, criação de mapas de utilização do solo, e aplicações para os sistemas Land Information System (LIS) e Geographical Information System (GIS).
O CartoSat-2F tinha uma massa de 710 kg no lançamento e a sua vida operacional em órbita deverá ser de 5 anos.
Os outros satélites na missão PSLV-C40
Os restantes satélites a bordo desta missão são: Microsat-TD, Telesat Phase-1 LEO (LEO Vantage-1), CBNT-2 Carbonite-2 (Ei X2), ICEYE-X1, INS-1C, Arkyd-6A, CICERO-7, Corvus-BC 3 (Landmapper-BC 3), Lemur-2 68 (Lemur-2 PW), Lemur-2 69 (Lemur-2 DaveWilson), Lemur-2 70 (Lemur-2 McCafferty), Lemur-2 71 (Lemur-2 BrownCow), Flock-3p’1 a Flock-3p’4, MicroMAS-2a, PICSAT, CANYVAL-X 1 (Tom), CANYVAL-X 2 (Jerry), CNUSail-1 (Papillon), KAUSAT-5, SIGMA (KHUSAT-3), STEP Cube Lab, DemoSat-2, Tyvak-61C, Fox-1D e o SpaceBEE-1 a SpaceBEE-4.
Informação do portal Gunter’s Space Page.
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-C39 (massa no lançamento: 321.000 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: 5705
– Lançamento orbital Índia: 62 (1,09%)
– Lançamento orbital desde Satish Dhawan SHAR: 62 (1,09%)
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
12 Jan (2100:00) – Delta-IV-M+(5,2) (D379) – Vandenberg AFB, SLC-6 – NROL-47 (Topaz-5)
13 Jan (0703:00) – CZ-2D Chang Zheng-2D – Jiuquan, LC43/603 – LKW-3 Ludikancha Weixing-3; SaudiSAT-5B
16 Jan (2100:00) – Epsilon-2CLPS (F3) – Uchinoura, Kagoshima, M – ASNARO-2
19 Jan (0040:00) – Atlas-V/411 (AV-076) – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – SBIRS-GEO 4
19 Jan (????:??) – CZ-11 Chang Zheng-11 – Jiuquan – Dequing-1 (Jilin 1-07); Jilin 1-08; Huaian; Xiaoxiang-2 (TY-2 Tianyi-2); Xiaoxiang-3 (TY-2 Tianyi-3); Xiaoxiang-4 (TY-2 Tianyi-4); Xiaoxiang-5 (TY-2 Tianyi-5); QTT-1 Quantutong-1; Kepler