A Organização de Investigação Espacial Indiana realizou o lançamento de dois satélites europeus para o estudo do Sol e demonstração tecnológica.
O lançamento foi realizado pelo foguetão PSLV-XL (PSLV-C62) a partir da Plataforma de Lançamento FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
A missão PROBA-3 (Project for On-Board Autonomy 3) é a primeira missão de voo em formação aproximada da Agência Espacial Europeia (ESA, European Space Agency). A missão é constituída por um par de satélites que voará em conjunto de forma coordenada, avaliando técnicas de voo em formação em órbita.
Como é padrão na série PROBA, a missão tem objectivos científicos e também de demonstração tecnológica. A missão demonstrará o voo em formação no contexto de uma experiência científica de grande escala. Os satélites emparelhados formarão juntos um coronógrafo solar de 150 m de comprimento para estudar a fraca coroa do Sol mais perto da orla solar do que nunca. Para além do seu interesse científico, a experiência será um instrumento perfeito para medir o alcance do posicionamento preciso das duas naves espaciais.
Tanto o satélites PROBA Coronagraph, de maior tamanho, como o satélite PROBA Occulter são derivados da plataforma Proba padrão da ESA.
O satélite Coronógrafo de 340 kg tem um volume de 1100 × 1800 × 1700 mm3. Acolhe o instrumento coronógrafo que apontará diretamente para o satélite Ocultador para observar a coroa do Sol. O satélite consome energia de um painel solar implantável.
O seu painel frontal possui abertura para o instrumento coronógrafo e para sensores ópticos de metrologia. O sistema de orientação, navegação e controlo (GNC) é composto por quatro rodas de reação, giroscópios de 2×3 eixos, um sensor estelar de três detectores, seis sensores solares e dois recetores GPS. Grande parte do sistema de voo da formação está alojado no satélite PROBA Coronagraph que executa a maior parte das manobras.
O satélite PROBA Occulter tem uma massa de 200 kg e um volume de 900 × 1400 × 900 mm3. A sua principal tarefa é simplesmente bloquear o Sol para o instrumento coronógrafo, com um disco ocultador de 1.400 mm de diâmetro na sua face apontando para longe do Sol. O lado oposto acomoda o painel solar do satélite.
O seu sistema GNC é composto por quatro rodas de reação, três giroscópios de três eixos, um sensor estelar com três detectores, seis sensores solares e dois recetores GPS.
Os dois satélites vão operar numa órbita terrestre altamente excêntrica, com um período orbital de 19,7 horas e um apogeu de 60.524 km e um perigeu de 800 km.
A missão PSLV-C59
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.
A ignição dos propulsores laterais PSOM-XL 1 e 2 ocorre a T+0,42s, seguindo-se a ignição dos propulsores laterais PSOM-XL 3 e 4 a T+0,52s. A T+25,0s ocorria a ignição dos propulsores laterais PSOM-XL 5 e 6. A separação destes propulsores ocorre de forma faseada e em pares, com os propulsores PSOM-XL 1 e 2 a separarem-se a T+1m 9,9s, seguindo-se os propulsores PSOM-XL 3 e 4 a separarem-se a T+1m 10,1s e os propulsores PSOM-XL 5 e 6 a separarem-se a T+1m 32s.
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+3m 4,6s.
O final da queima e separação do segundo estágio PS2 ocorre a T+4m 22,4s e a ignição do terceiro estágio PS3 ocorre a T+4m 23,6s. O final da queima e separação do terceiro estágio ocorre a T+8m 9,2s.
A ignição do quarto estágio PS4 inicia-se a T+8m 19,2s e termina a T+16m 55,5s. A separação dos satélites PROBA-3 ocorre a T+17m 2,5s.
O foguetão PSLV
Na missão PSLV-C59 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 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 |
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 |
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 |
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