A Organização de Investigação Espacial Indiana realizou o lançamento de um satélite que irá fazer um mapeamento global do planeta relativamente às suas alterações na superfície.
O lançamento do satélite NISAR teve lugar às 1210UTC do dia 30 de Julho de 2025 e foi realizado pelo foguetão GSLV MkII (F16) a partir da Plataforma de Lançamento SLP (Second Launch Pad) do Centro Espacial de Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
Este foi o primeiro lançamento orbital da Índia desde 18 de Maio de 2025, altura em que o foguetão PSLV-XL (PSLV-C61) teve um problema técnico que levou à perda do satélite EOS-09 (RISAT-1B).
O satélite NISAR (NASA-ISRO Synthetic Opening Radar) é uma missão conjunta do Laboratório de Propulsão a Jacto (Jet Propulsion Laboratory – JPL) da NASA e da ISRO para realizar medições globais integradas das causas e consequências das alterações na superfície terrestre.
O NISAR estudará processos altamente complexos, tanto espacial como temporalmente, que abrangem desde perturbações nos ecossistemas até ao colapso de camadas de gelo e desastres naturais, incluindo sismos, ‘tsunamis’, vulcões e deslizamentos de terra.
Para este projecto conjunto, a NASA forneceu o radar de abertura sintética (SAR) de banda L (23 cm, polarimétrico), o subsistema de comunicação de alta taxa para dados científicos, recetores GPS, um gravador de estado sólido e um subsistema de dados de carga útil. A ISRO forneceu o satélite, um radar de abertura sintética de banda S (12 cm, polarimétrico), o veículo de lançamento e os serviços de lançamento associados.
Tendo uma massa de 2.393 kg, o NISAR tem um tempo de vida útil de 3 anos e é baseado na plataforma I-3K.
O GSLV MkII
O foguetão Geosynchronous Satellite Launch Vehicle (GSLV) é o veículo mais recente na frota de lançadores indiana, tendo sido projectado para colocar em órbita de transferência geossíncrona satélites de comunicações e é o quarto lançador desenvolvido pela Índia após o Satellite Launch Vehicle (SLV), Augmented Satellite Launch Vehicle (ASLV) e o Polar Satellite Launch Vehicle (PSLV).
O lançamento inaugural do GSLV a 20 de Abril de 2001 transportou o satélite de comunicações experimental GramSat-1 (GSAT-1). Nesta missão os dois primeiros estágios do veículo tiveram o desempenho desejado, porém a queima do terceiro estágio não correu como previsto, colocando a carga numa órbita mais baixa do que a desejada. A missão seguinte do GSLV em Maio de 2003 teve melhor sucesso, colocando o GSAT-2 na sua órbita de transferência prevista.
O foguetão GSLV MkII (designação geral dos foguetões GSLV que utilizam um estágio superior desenvolvido na Índia) está equipado com um novo estágio superior de fabrico indiano. No seu voo inaugural em Abril de 2010 transportou o satélite GSAT-4. Com os dois primeiros estágios a funcionarem como previsto, o terceiro estágio teve um problema a 2,2 segundos após a sua ignição, levando à perda do satélite. O problema esteve relacionado com a Fuel Boost Turbopump (FBTP) que aparentemente perdeu velocidade logo após a sua entrada em funcionamento. Após este falhanço a ISRO optou por levar a cabo mais testes no novo terceiro estágio, utilizando o GSLV MkI para as suas missões.
O GSLV é um lançador a três estágios com quatro propulsores laterais adicionando força ao primeiro estágio.
O primeiro estágio, GS1 (composto pelo estágio central S139 e pelos propulsores laterais 4L40H), utiliza um motor S-139 de propulsão sólida utilizando HTPB (hydroxyl-terminated polybutadiene). O estágio pode desenvolver até 4.846,9 kN de força máxima. Tem um comprimento de 20,176 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 132,228 t de propelente (no lançamento a sua massa é de 160,869 t) e o seu tempo de queima é de 106 segundos.
Os quatro propulsores laterais 4L40H utilizam o motor Vikas que consome UH25 (uma mistura de três partes de UDMH – dimetil-hidrazina assimétrica – e uma parte de hidrato de hidrazina (N2O4) – que é oxidada por tetróxido de dinitrogénio. O motor Vikas foi desenvolvido a partir do motor Viking de origem francesa que fez parte da família de lançadores Ariane. Cada propulsor fornece 759,4 kN de força máxima. Cada propulsor tem um comprimento de 19,682 metros e um diâmetro de 2,1 metros. Transportam 190,930 t de propelente e o seu tempo de queima é de 148,9 segundos.
O segundo estágio (GS2 ou GL40HT) também utiliza o motor Vikas e desenvolve 846,8 kN de força máxima. Tal como os propulsores laterais, consome UH25 e N2O4. Tem um comprimento de 11,938 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 42,196 t de propelente (a sua massa no lançamento é de 47,343 t) e o seu tempo de queima é de 150 segundos.
Finalmente, o terceiro estágio (GS3) utiliza o motor CSU15 e consome hidrogénio líquido (LH2) e oxigénio líquido (LOX) como oxidante, desenvolvendo 73,55 kN de força e tendo um tempo de queima de 720 segundos. Tem um comprimento de 9,89 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 14.996 t de propelente criogénico e a sua massa no lançamento é de 17.579 t.
O estágio criogénico superior é um sistema de propulsão mais eficiente e fornece mais força por cada quilograma de propelente que utiliza em comparação com os estágios sólidos ou hipergólicos. Tecnicamente, o estágio criogénico é um sistema mais complexo em comparação com os estágios sólidos ou hipergólicos devido à sua utilização de propelentes a temperaturas extremamente baixas e devido aos desafios térmicos que lhes estão associados. O oxigénio liquidifica a -183ºC e o hidrogénio a -253ºC. Os propelentes a estas temperaturas baixas têm de ser bombeados por turbo-bombas que funcionam a 40.000 rpm.
Lançamento do GSLV-F16*
O lançamento inicia-se com a ignição dos quatro propulsores laterais 4L40H, 4,8 segundos antes da ignição do estágio central. O estágio central de propulsão sólida S139 entra em ignição a T=0,1s. Finalizada a sua queima, o primeiro estágio permanece ligado ao segundo estágio aguardando o final da queima dos quatro propulsores laterais cuja queima tem uma duração ligeiramente superior. A T+2m 29,0s, os propulsores terminam a sua queima. A ignição do segundo estágio GS2 ocorre a T+2m 29,6s, com a separação do primeiro estágio e dos propulsores laterais a ocorrer a T+2m 31,2s.
A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+2m 51,2s e a T+4m 49,6s termina a queima do segundo estágio que se separa a T+4m 53,1s.
A ignição do terceiro estágio CUS ocorre a T+4m 54,1s, sendo desactivado a T+18m 35,6s e terminando a sua queima a T+18m 26,6s. A separação do satélite NISAR ocorre a T+18m 10,7s.
* Os tempos indicados baseia-se na informação fornecida pela ISRO.
Imagens: ISRO