O Japão falhou o lançamento de nove satélites a partir do Centro Espacial de Uchinoura, Kagoshima, no dia 12 de Outubro de 2022 devido a um problema técnico registado com o foguetão lançador.
O lançamento do foguetão Epsilon-2CLPS (ε-6) ocorreu às 0050:43UTC a partir da Plataforma de Lançamento LP-M, mas foi finalizado cerca de 7 minutos mais tarde com o envio de um comando de destruição do lançador pelas 0057:11UTC devido ao facto de o veículo se ter desviado da trajectória prevista.
A agência espacial japonesa JAXA criou uma comissão de inquérito para determinar as causas de levaram à perda do Epsilon-2CLPS (ε-6).
A carga da missão ε-6
A bordo do foguetão Epsilon-2CLPS (ε-6) seguiam nove satélites: RAISE-3, QPS-SAR 3 e QPS-SAR 4, MAGNARO-A e MAGNARO-B, KOSEN-2, MITSUBA, WASEDA-SAT-ZERO e FSI-SAT.
Com uma massa de 110 kg, o satélite RAISE-3 constituía a carga principal desta missão. O Rapid Innovative payload demonstration Satellite 3, era um pequeno satélite de demonstração que tinha como objectivos testar novas tecnologias em órbita. As experiências seriam operadas no satélite em resposta aos pedidos do proponente e forneceriam dados sobre equipamentos experimentais e sobre o ambiente do satélite.
O RAISE-3 transportava as experiências: LEOMI (desenvolvida pela Nippon Telegraph and Telephone Corporation – NTT) faria a demonstração em órbita de uma plataforma IoT de satélite a operar na banda dos 920 MHz utilizando a tecnologia de telecomunicações Multiple-Input and Multiple-Output (MIMO); a SDRX (desenvolvida pela NEC Space Technologies, Ltd.) era um receptor de software que utilizava o método de desenvolvimento flexível para uma demonstração em órbita de um receptor desse tipo de alta velocidade utilizando um quadro de processamento de sinal com componentes COTS; a GEMINI (desenvolvida pela Mitsubishi Electric Corporation – MELCO) faria a avaliação em órbita de um GPU comercial e do seu desenvolvimento modular permitindo comunicações a elevadas velocidades de computação; o KIR (desenvolvido pela PaleBlue Inc.) faria a demonstração de um sistema de micro-propulsão que utilizaria água como propelente; TMU-PPT (desenvolvida pela Advanced Technology Institute, LLC.) faria a demonstação e avaliação de desempenho do sistema Pulse-Plasma Thruster for Micro-satellite, permitindo o desenvolvimento de um sistema de propulsão de baixa potência e de baixo custo utilizando propelente sólido; a D-SAIL (Axelspace Corporation) faria a demonstração de uma menbrana amovível para remoção orbital para micro-satélites, tendo por objectivo aumentar o arrastamento atmosférico e índice de decaimento orbital; e a HELIOS (Sakase Adtech Co., Ltd.) faria a demonstração de menbranas ultraleves amovíveis com a função de fornecimento de energia e função de antena.
Os satélites QPS-SAR são uma série de satélites equipados com radar SAR (synthetic aperture radar) de banda-X para a observação da Terra desenvolvidos pelo QPS Institute (iQPS). No total, a constelação deverá ser constituída por 36 satélites
Os satélites estão equipados com uma antena de 3,6 metros de diâmetro e com uma massa de 10 kg (a massa do satélite é de cerca de 100 kg). São capazes de diferenciar objectos com um comprimento de 0,7 metros e identificar carros numa estrada.
Em comparação com os protótipos (QPS-SAR 1, 2), os restantes satélites da série possuem um aumento no fornecimento de energia, estando equipados com dois panéis solares e baterias de maior capacidade de armazenamento. Os satélites também estão equipados com pequenos motores para manutenção de atitude.
Os satélites MAGNARO foram desenvolvidos pela Universidade de Nagoya e tinham como objectivo demonstrar técnicos de voo em formação em órbita.
O propósito da missão era o de desenvolver métodos para se conseguir uma poupança de recursos, alta precisão, e voo em formação ao rodar e separar micro-satélites previamente ligados um ao outro para assim formar um conjunto (formação) de veículos, conseguindo uma observação simultânea de multiplos pontos e uma observação contínua da superfície terrestre com pequenos satélites.
A missão MAGNARO foi lançada como um conjunto CubeSat-3U com uma massa de 4,4 kg que se dividiria em dois satélites após a separação do lançador. Um dos satélites tinha o factor de forma 2U e o outro o factor de forma 1U. Estavam ligados por magntismo até à separação. Após a separação, os satélites manteriam uma distância eentre 2 km e 500 km um do outro. Os operadores de rádio amador poderiam utilizar estes satélites como repetidores para comunicações a longa distância.
O satélite KOSEN-2 era um CubeSat-2U desenvolvido através de uma parceria entre o Instituto Nacional de Tecnologia (KOSEN), o Colégio Yonago, o Colégio Gunma e outras instituições educacionais.
O satélite, com uma massa de 2,7 kg, estava equipado com uma antena tipo Yagi que seria colocada na posição operacional após a separação do lançador. Estava projectado para estudar a deformação da crusta da Terra por debaixo do fundo marítimo.
O KOSEN-2 faria uso de rodas de reacção para manter o seu controlo de atitude e faria observações utilizando uma combinação de lentes de ‘olho de peixe’ e sensores magnéticos.
O pequeno MITSUBA era um CubeSat-2U com uma massa de 1,7 kg. O satélite foi desenvolvido pela Instituto de Tecnologia de Kyushu Institute of Technology, sendo destinado à observação da degradação em órbita for observation de semicondutores COTS para obter informação para a base de dados COTS database e demonstração orbital de um dispositivo USB.
O CubeSat-1U Waseda-SAT 0 tinha uma massa de 1,2 kg e foi desenvolvido pela Universidade de Waseda University como um demonstrador tecnológicos para satélites co componentes impressos em 3D.
O seu objectivo era o que ter nenhum parafuso fixo, ausência de partes mecânicas e ausência de detritos. Isto foi conseguido ao se imprimir em 3D todo o chassis como um único elemento.
O satélite seria utilizado para a realização de experiências tendo em conta o desenvolvimento de superfícies de membranas que podem ser utilizadas como painéis solares para o fornecimento de energia ou como meios de propulsão solar.
O FSI-SAT era um Cubesat-1U desenvolvido pelo Future Science Institute como um satélite de baixo custo equipado com uma câmara multi-espectral e um sistema de processamento de dados a bordo.
Foi projectado para demonstrar que esta tecnologia poderia ser utilizada e operada numa pequena escala e a baixo custo. A sua massa era de 1,4 kg.
Lançamento do Epsilon-2CLPS (ε-6)
A ignição do primeiro estágio do Epsilon-2CLPS (ε-6) ocorre a T=0s com o lançador a abandonar rapidamente a rampa de lançamento. O final da queima do primeiro estágio ocorre a T+1m 48s. e a separação das duas metades da carenagem ocorre a T+2m 31s.
A separação do primeiro estágio ocorre a T+2m 41s. Antes de se iniciar a ignição do segundo estágio, o conjunto é estabilizado por rotação ao longo do seu eixo longitudinal. A ignição do segundo estágio tem lugar a T+2m 45s, terminando a T+4m 54s e a sua separação deveria ocorrer a T+6m 30s A ignição do terceiro estágio teria lugar a T+6m 34s e o final da sua queima a T+8m 2s. A separação do terceiro estágio teria lugar a T+9m 54s.
Antes da separação do RAISE-3, o último estágio (CLPS) executaria duas manobras entre T+16m 33s e T+14m 44s, e entre T+41m 24s e T+50m 46s. A separação do satélite RAISE-3 ocorreria a T+52m 35s e a uma altitude de 570 km, seguindo-se a separação do Waseda-SAT 0 a T+1h 6m 30s.
Uma nova manobra do último estágio ocorreria entre T+1h 8m 11s e T+1h 8m 26s, com o satélite QPS-SAR 3 a separar-se a T+1h 9m 43s e a uma altitude de 574 km. A missão MAGNARO separar-se-ia a T+1h 10m 6s e o satélite QPS-SAR 4 separar-se-ia a uma altitude de 575 km, a T+1h 11m 19s. Finalmente, o satélite FSI-SAT separar-se-ia a T+1h 11m 42s a uma altitude de 576 km.
O Centro Espacial de Uchinoura
O Centro Espacial de Uchinoura (所 之 浦 宇宙空間 所 所 所 所 所 所 Uchinoura Uchū Kūkan Kansokusho) está situado perto da cidade japonesa de Kimotsuki, na província de Kagoshima. Antes da criação da agência espacial JAXA (que agregou a agência espacial NASDA e o instituto ISAS), em 2003, era denominado Centro Espacial de Kagoshima (鹿 児 島 宇宙空間 観 測 測 所).
A maior parte dos satélites científicos do Japão foram lançados desde Uchinoura antes dos veículos lançadores M-V serem desactivados em 2006. No entanto, o centro espacial continua a ser usado para lançamentos suborbitais e orbitais.
Criado em Fevereiro de 1962, o Centro Espacial de Kagoshima foi construído na costa do Pacífico da Província de Kagoshima, em Uchinoura, com o objectivo de lançar foguetões com cargas espaciais. Antes da criação do novo centro espacial, os lançamentos de ensaio dos denominados Pencil Rocket, Baby Rocket e do foguetão Kappa foram realizados a partir das instalações de teste de foguetões Akita (Michikawa) entre meados da década de 1950 até a década de 1960. No entanto, o progresso no desenvolvimento de foguetões e em veículos de lançamento maiores exigiu um local com maior alcance expansivo do que o Mar do Japão.
Após a consideração de vários locais candidatos, foi seleccionado Uchinoura na Prefeitura de Kagoshima, em frente ao Oceano Pacífico. A 31 ° 15 ‘de latitude Norte e 131 ° 05’ de longitude Este, o Centro Espacial de Uchinoura está situado em terrenos acidentados, com a engenharia da paisagem a resultar numa instalação de lançamento que maximiza as características únicas do terreno do local.
Posteriormente ao chamado Baby Rocket, os veículos de lançamento desenvolvidos pelo Japão receberam nomes do alfabeto grego, ou seja, Alpha, Beta, Kappa, Omega, Lambda e Mu. Embora algumas letras gregas tenham sido ignoradas devido ao término do projecto, a progressão para Mu é um dos maiores e mais sofisticados foguetões.
Os lançamentos de ensaio realizados no então Centro Espacial de Kagoshima em relação aos foguetões Kappa, Lambda e Lambda-4, prepararam o terreno para pequenas missões de satélites. Ao mesmo tempo, o programa Mu de grandes foguetões foi sendo desenvolvido. Depois de quatro falhas de lançamento, um satélite de ensaio foi colocado em órbita a bordo de um foguetão Lambda 4S-5. O satélite Ohsumi (em homenagem a uma península na província de Kagoshima) marcou o primeiro lançamento de satélites do Japão. Aperfeiçoamentos subsequentes nos foguetões da classe Mu possibilitaram lançamentos de satélites científicos a uma taxa de um por ano.
O primeiro lançamento do foguetão Epsilon desde o Centro Espacial de Uchinoura transportando o satélite SPRINT-A, teve lugar às 0500UTC do dia 14 de Setembro de 2013.
O foguetão Epsilon
O foguetão lançador Epsilon é um veículo a propulsão sólida para uma nova era, combinando a alto desempenho e o baixo custo. Tendo por base o foguetão M-V, um foguetão de vários estágios a combustível sólido com a melhor desempenho no mundo (descontinuado em 2006), tentou-se atingir um desempenho melhorada com o novo foguetão e construir um sistema que permitirá lançamentos frequentes ao largamente reduzir os custos operacionais através do melhoramento dos aspectos da sua eficiência operacional, tais como a montagem e inspecção. Ao longo de cada vez maiores oportunidades de lançamento, a JAXA espera que as actividades de desenvolvimento espacial aumentem. O maior objectivo do Epsilon é o de tornar o espaço mais acessível à medida que o lançamento de foguetões se torne mais fácil.
Os foguetões lançadores convencionais requerem um período significativo de tempo e esforço para o seu lançamento. Com o foguetão Epsilon, os sistemas de lançamento são melhorados e simplificados por ordem a reduzir o tempo necessário para os preparativos para o lançamento. Isto irá tornar o tempo de preparação para o lançamento do Epsilon o mais curto em todo o mundo.
De forma notável, a inspecção dos dispositivos de bordo será feita de forma autónoma pelo próprio lançador. Este avanço irá permitir que o controlo de lançamento seja feito a partir de qualquer parte do mundo simplesmente conectando um computador portátil à rede, o que significa ter um sistema de controlo de lançamento que é independente dos locais de lançamento. Estes conceitos inovadores serão um modelo para os veículos lançadores do futuro.
O Epsilon partilha muitos componentes não só com o foguetão M-V, mas também alguma da tecnologia utilizada no foguetão H-2A. As informações apresentadas a seguir, referem-se ao primeiro Epsilon. O veículo utilizado para orbitar o satélite ERG, apresenta um novo segundo estágio (mais comprido do que na versão original), os estágios superiores utilizam tubeiras de escape fixas em vez de tubeiras de escape extensíveis, a configuração interna dos estágios superiores foi melhorada e todo o veículo teve a sua massa total reduzida.
O primeiro estágio tem um comprimento de 11,7 metros e 2,6 metros de diâmetro, tendo uma massa de 75.000 kg (66.300 kg de propelente sólido). O motor desenvolve 2.271 N em vácuo, tendo um tempo de queima de 116 segundos e um impulso específico de 284 s.
O segundo estágio tem um comprimento de 4,3 metros e 2,2 metros de diâmetro, tendo uma massa de 12.300 kg (10.800 kg de propelente sólido). O motor desenvolve 371,5 N em vácuo, tendo um tempo de queima de 105 segundos e um impulso específico de 300 s.
O terceiro estágio (KM-V2c) tem um comprimento de 2,3 metros e 1,4 metros de diâmetro, tendo uma massa de 3.300 kg (2.500 kg de propelente sólido). O motor desenvolve 99,8 N em vácuo, tendo um tempo de queima de 90 segundos e um impulso específico de 301 s.
O estágio PBS tem um comprimento de 1,2 metros e 1,5 metros de diâmetro, tendo uma massa de menos de 100 kg (100 kg de propelente sólido). O motor desenvolve 0,4 N em vácuo, tendo um tempo de queima de 1.100 segundos e um impulso específico de 215 s.
De forma opcional, pode ser adicionado um quarto estágio de combustível líquido (CLPS – Compact Liquid Propulsion Stage).
A partir da sua segunda missão, o Epsilon original foi substituído pela versão Epsilon-2 que utiliza um maior estágio M-35 e um terceiro estágio modificado, ambos contendo tubeiras alongadas.
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Bibliografia:
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