Num ano onde a Organização de Investigação Espacial Indiana apenas realizou cinco lançamentos orbitais, a missão SPADEX de verificação de um sistema de acoplagem autónoma foi lançada a 30 de Dezembro de 2024.
O lançamento foi realizado pelo foguetão PSLV-CA (PSLV-C60) a partir da Plataforma de Lançamento FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota, com todas as suas fases a decorrer como previsto.
Utilizando o último estágio do lançador como uma plataforma experimental após a separação da sua carga principal, esta era constituída pelos dois satélites SPADEX que têm como objectivo demonstrar a capacidade de acoplagem autónoma, uma fase importante para o desenvolvimento do seu programa espacial tripulado que verá duas missões de demonstração em 2025.
Com a missão SPADEX (SPAce Docking EXperiment), a organização espacial indiana pretende desenvolver e demonstrar as tecnologia necessárias para a acoplagem de dois veículos espaciais (Perseguidor e Alvo) e controlar um veículo a partir do sistema de controlo de atitude do outro veículo quando acoplados. Após a acoplagem, o Perseguidor e o Alvo separar-se-ão para assim realizarem as suas respectivas experiências a bordo. Esta tecnologia será importante para futuras missões interplanetárias, incluindo a transferência de tripulações, participação em projectos internacionais, etc.
Os satélites SPADEX, denominados SPADEX A (SDX01) e SPADEX B (SDX02) são construídos tendo por base um modelo Microsat alargado, cada um com uma massa de aproximadamente 220 kg. Estes satélitess são de natureza andrógina, ou seja, qualquer um dos satélites pode actuar como caçadora (nave espacial ativa) durante o acoplamento. Estão equipados com painéis solares, baterias de iões de lítio e um robusto sistema de gestão de energia. O Sistema de Controlo de Atitude e Órbita (AOCS) inclui sensores como sensores estelares, sensores solares, magnetómetros e actuadores como rodas de reação, binários magnéticos e propulsores.
O mecanismo de acoplagem é motorizado, apresentando mecanismos de captura, extensão/retração e rigidez. Existe também um mecanismo de conector de transferência de energia para pós-acoplagem experimental de transferência de energia e um mecanismo de inclinação da câmara de vídeo para monitorizar o processo de acoplamento. O procedimento de atracação é meticulosamente planeado com múltiplas fases: separação inicial e deriva controlada, fases de aproximação sequencialmente mais próximas com pontos de retenção para segurança e controlo, e a fase final de atracação com captura, retração e rigidez.
Para as fases de missão autónoma após as experiências de acoplagem, os satélites estão equipados com cargas úteis. O SPADEX A contém uma câmara de alta resolução (HRC) e o SPADEX B está equipado com duas cargas úteis, nomeadamente um câmara multiespectral em miniatura (MMX) e monitor de radiação (RadMon). Estas cargas fornecerão imagens de alta resolução, monitorização de recursos naturais, estudos de vegetação e medições ambientais de radiação em órbita que encontram inúmeras aplicações.
Os dois satélites, com uma massa de cerca de 220 kg cada, foram integrados pela Ananth Technologies Private Limited (ATL), com os trabalhos a serem concluídos na primeira semana de Outubro de 2024 e os satélites a serem entregues no Centro de Satélites UR Rao (URSC) da ISRO, em Bengaluru, a instalação destinada ao projeto e desenvolvimento de satélites, a 18 de Outubro.
A ISRO constrói sempre os seus satélites na URSC, mas esta foi a primeira vez que a ISRO montou, integrou e testou completamente os seus satélites na indústria privada indiana numa instalação privada. Esta mudança é possibilitada pelas reformas do sector espacial que concedem maiores oportunidades ao sector privado indiano.
A carga POEM-4
O Módulo Experimental PS4-Orbital, designado como POEM, refere-se à utilização do quarto estágio gasto do PSLV. Oferece uma oportunidade para a comunidade científica realizar certas experiências de microgravidade em órbita durante um período prolongado de até três meses utilizando a plataforma POEM, que de outra forma acabaria como lixo espacial imediatamente após o objetivo da missão de injetar em órbita as cargas úteis primárias da missão. Estas cargas experimentais servem como experiências precursoras para validar várias provas de conceito e tecnologias facilitadoras para missões futuras.
A missão PSLV-C60 SpaDeX é a quarta missão POEM (POEM-4) da série. Foram transportadas um total de 24 cargas nesta missão, das quais 14 cargas são de centros de investigação da ISRO/DOS e 10 cargas provêm de várias entidades não governamentais, desde instituições académicas e “Start-ups”que foram recebidas através da IN-SPACe. Trata-se de um aumento significativo de três vezes na capacidade do POEM em comparação com a plataforma POEM-3 anterior, na qual apenas alojava oito cargas úteis. A seguir estão os destaques das 24 cargas úteis do POEM-4.
A missão PSLV-C60
A missão iniciou-se com a ignição dos motores de controlo de reacção do primeiro estágio a T-3s, seguindo-se a ignição do primeiro estágio a T=0s que conduz a sua queima até T+1m 51,12s, separando-se nesta altura.
A ignição do segundo estágio a ocorre a T+1m 51,32s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 8,32s.
O final da queima e separação do segundo estágio PS2 ocorre a T+4m 22,06s e a ignição do terceiro estágio PS3 ocorre a T+4m 23,26s. O final da queima e separação do terceiro estágio ocorre a T+8m 31,22s.
A ignição do quarto estágio PS4 inicia-se a T+8m 41,62s e termina a T+13m 12,48s.
A separação do satélite SPADEX B ocorre a T+15m 9,48s, com o satélite SPADEX A a separar-se a T+15m 12,48s.
O foguetão PSLV
Na missão PSLV-C60 foi utilizada a versão PSLV-CA 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 |
| 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 |
| 2024-233 | 05/Dez/24
09:42 |
PSLV-XL (PSLV-C59) | FLP | PROBA-3 |
| 2024-253 | 30/Dez/24
16:28 |
PSLV-CA (PSLV-C60) | FLP | SPADEX A
SPADEX B POEM-4 |
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