A Northrop Grumman Innovation Systems levou a cabo o lançamento da missão logística CRS-OA11 para a estação espacial internacional.
O lançamento do veículo Cygnus NG-11 “S.S. Roger Chaffee” teve lugar às 2046:11UTC do dia 17 de Abril de 2019 e foi levado a cabo pelo foguetão Antares-230 (70107302) a partir do Complexo de Lançamento LP-0A do MARS Wallops Island.
O Cygnus NG-11 transporta uma variada carga logística para a tripulação permanente a bordo da ISS. Para além desta carga, transporta pequenos satélites que serão posteriormente colocados em órbita ou a partir da ISS ou a partir do próprio veículo de carga no final da sua missão.
No total, o Cygnus NG-11 transporta 3.095 kg de carga na sua secção pressurizada e 239 kg na sua secção não pressurizada. Dos 3.095 kg transportados na secção pressurizada, 1.554 kg referem-se a experiências científicas, 11 kg a recursos informáticos, 895 kg de mantimentos para a tripulação, 24 kg de equipamentos para actividades extraveículares, 35 kg de equipamento da Northrop Grumman e 576 kg de equipamentos para a ISS.
Esta é a missão final do contrato CRS1 (Commercial Resupply Services 1) para o foguetão Antares e para o veículo de carga Cygnus, mas ambos se preparam para fazer a transição para o CRS2 no começo do Outono, e estreiam uma série de novas capacidades.
Alguns desses melhoramentos incluem a primeira vez que o lançador Antares irá colocar em órbita satélites a partir do seu segundo estágio, a primeira vez que o Cygnus e o Antares suportaram a colocação de carga tardia na plataforma de lançamento, e a primeira vez que a Cygnus voará com um sistema Control Moment Gyros. O veículo Cygnus irá ser utilizado numa longa permanência em órbita após deixar a ISS, e a primeira vez que duas naves espaciais Cygnus estão em órbita ao mesmo tempo.
Lançamento do Cygnus NG-10E
Com a contagem decrescente a atingir T=0s, dava-se a ignição dos dois motores RD-181 do primeiro estágio do foguetão Antares-230. O veículo deixa a plataforma de lançamento a T+3,6s. O primeiro estágio irá desempenhar a sua função durante 3 minutos e 29 segundos, com o final da queima a ter lugar a uma altitude de 104 km. Seis segundos após o final da queima do primeiro estágio ocorre a separação entre este e o segundo estágio.
As duas metades da carenagem de protecção separam-se 35 segundos após a separação dos dois estágios. Cinco segundos mais tarde dá-se a separação da secção interestágio que fazia a ligação entre o primeiro e o segundo estágio. A ignição do segundo estágio ocorre sete segundos mais tarde.
O tempo de duração da queima do segundo estágio será de 2 minutos e 43 segundos (T+7m 5s). A separação do Cygnus NG-11 “S.S. Roger Chaffee” terá lugar a T+9m 5s.
O veículo de carga Cygnus
A Orbital SC (agora Orbital ATK) desenvolveu o veículo espacial de manobra avançada Cygnus ao abrigo do contrato COTS com a NASA. Adicionalmente ao programa de desenvolvimento e de demonstração COTS, a Orbital ATK irá utilizar o Cygnus para realizar missões logísticas de 
abastecimento da ISS ao abrigo do contrato CRS. O contrato com a NASA previa que a partir de 2013 a Orbital ATK realize oito missões para transportar cerca de 20.000 kg de carga para a ISS.
O sistema Cygnus é um sistema de baixo risco que incorpora elementos de tecnologias já existentes provenientes da Orbital e dos seus companheiros no programa. A Cygnus consiste num módulo de serviço comum e um módulo de carga pressurizado. A Cygnus irá transportar mantimentos para a tripulação, peças sobressalentes e experiências científicas para a ISS. O módulo de serviço incorpora sistemas aviónicos da linha de produção dos satélites LEOStar e GEOStar da OSC juntamente com sistemas de propulsão e sistemas de fornecimento de energia dos satélites de comunicações GEOStar. O módulo de carga pressurizado tem por base o Multi-Purpose Logistics Module (MPLM) desenvolvido pela Thales Alenia Space para a NASA.
Um mecanismo Common Berthing Mechanism (CBM) localizado na extremidade do módulo de carga pressurizado permite que o veículo Cygnus seja acoplado com a estação espacial internacional.
O Cygnus utiliza um motor Delta-V da IHI Aerospace para as suas manobras orbitais. O motor é derivado do sistema de propulsão BT-4 frequentemente utilizado em satélites de comunicações. O Delta-V queima hidrazina como propelente e pode operar tanto como um motor de monopropelente como um motor de bipropelente utilizando MON-3 como oxidante. Pequenos propulsores de controlo facilitam as manobras e o controlo de atitude do veículo
No lançamento, o veículo Cygnus tem uma massa de 4.163 kg e transporta 800 kg de propelente. A energia é fornecida ao módulo de serviço a partir de duas asas solares fixas capazes de gerar 3,5kW. O seu sistema de propulsão consome N2H4 / MON-3 ou somente N2H4. A secção pressurizada pode transportar 2.400 kg de carga, tendo um volume pressurizado de 27 m3.
Os pequenos satélites a bordo
O Cygnus NG-11 transporta a bordo os satélites VCC-A (Aeternitas), VCC-B (Libertas), VCC-C (Ceres), Bird JPN (Uguisu), Bird LKA (Raavana 1), Bird NPL (NepaliSat 1), IOD-GEMS (IOD 1), EntrySat, Światowid, KrakSat, AeroCube-10A, AeroCube-10B, SASSI-2, NSLSat-1, ThinSat-1A, ThinSat-1B, ThinSat-1C, ThinSat-1D, ThinSat-1E, ThinSat-1F, ThinSat-1G, ThinSat-1H, ThinSat-1I, ThinSat-1J, ThinSat-1K e ThinSat-1L.
A missão VCC (Virginia CubeSat Constellation) é composta por três CubeSats-1U: o VCC-A (Aeternitas), o VCC-B (Libertas) e o VCC-C (Ceres). Esta missão foi seleccionada em 2017 como parte do programa ELaNa da NASA.
A missão é levada a cabo em conjunto por quatro universidades da Virginia, a Old Dominion University (ODU), a Virginia Tech (VT), a Universidade da Virginia (University of Virginia – UVA) e a Universidade de Hampton (Hampton University – HU). A ODU, a VT e a UVA construíram os CubeSats e a HU fornece suporte pós-missão e análise de dados. A missão é liderada pela Old Dominion Research Foundation.
A missão Virginia CubeSat Constellation tem como objectivo implantar três CubeSats-1U, com uma massa de 1 kg cada, simultaneamente para atingir os objetivos científicos e tecnológicos da missão. O objetivo científico será o de obter medições do decaimento orbital de múltiplos satélites para obter a quantificação in situ do arrasto atmosférico e a variabilidade das propriedades atmosféricas. O objetivo tecnológico será o de avaliar e demonstrar um sistema para determinar e comunicar a posição do satélite (relativa e absoluta) através de uma constelação orbital. Esse objetivo apoiará a investigação científica, mas também demonstrará que pequenos rádios de baixa potência (rádios tradicionais ou definidos por software, ou SDRs) podem ser usados para avaliar distâncias relativas de separação de satélites em missões de constelação.
Os satélites Bird são um projecto de pequenos CubeSat tecnológicos no formato 1U construído pelo Instituto de Tecnologia de Kyushu (Kyutech) como projecto multinacional Joint Global Multi-Nation Birds Satellite, que é um projecto de satélite interdisciplinar transfronteiriço para países não-espaciais apoiados pelo Japão. Os países participantes no projecto Bird 1 são: Japão (Toki, BirdJ), Gana (GanaSat 1, Bird G), Mongólia (Mazaalai, Bird M), Nigéria (Nigéria EduSat 1, Bird N) e Bangladesh (BRAC Onnesha, Bird B). Uma segunda fase, o Bird-2, teve lugar em 2018 com a participação das Filipinas (MAYA, Bird PHL), Butão (Butão 1, Bird BTN) e Malásia (UiTMSAT 1, Bird MYS), e uma terceira fase, Bird-3, foi composta por satélites do Nepal (NepaliSat 1, Bird NPL), Sri Lanka (Raavana 1, Bird LKA) e Japão (Uguisu, Bird JPN).
Durante o projecto de dois anos, os estudantes projectaram, desenvolveram e operaram cinco unidades idênticas de CubeSats pertencentes aos cinco países participantes e operando a partir de 7 estações terrestres (a operação é feita em sete estações terrestres; os cinco países participantes, incluindo Tailândia e Taiwan). Pela primeira vez no mundo, uma constelação de cinco CubeSats operou em sete estações terrestres interligadas. Quinze estudantes de seis dos sete países participantes que pertencem à Escola de Engenharia de Graduação do Instituto de Tecnologia de Kyushu e matriculados como alunos de Mestrado ou Doutorado no Curso Internacional de Engenharia Espacial executam este projecto com o apoio de membros do corpo docente. Este projecto espera fornecer grande experiência para estudantes de nações em desenvolvimento para o desenvolvimento de satélite.
O IOD-GEMS (In-Orbit Demonstration – Global Environmental Monitoring Satellite) ou IOD 1 é um CubeSat-3U britânico com uma massa de 4 kg. A subsidiária da ÅAC Microtec AB, Clyde Space, construiu o primeiro satélite de demonstração em órbita (IOD) da Catapult Satellite Applications, como parte do programa In-Orbit Demonstration (IOD), financiado pela Innovate UK e pela UKSA e liderado pela Catapult.
Montado em menos de seis meses, a Clyde Space forneceu a plataforma de satélite, integração de carga útil e testes da sonda IOD-1 GEMS. A plataforma Clyde Space, comprovada em voo, utiliza os subsistemas de energia de próxima geração da empresa, o transmissor de banda-S de alta velocidade e o computador de bordo de alto desempenho que atendem aos requisitos de carga útil do cliente.
A missão demonstrará a tecnologia de observação meteorológica miniaturizada da Orbital Micro Systems (OMS) e espera-se que forneça informações meteorológicas detalhadas, complementando os dados já disponíveis em grandes satélites institucionais.
A OMS planeia implantar uma constelação de pequenos satélites após o sucesso da IOD-1 GEMS como parte do seu programa Global Environmental Monitoring Satellite (GEMS) que fornecerá leituras de temperatura, humidade e precipitação em diferentes níveis da atmosfera, com uma taxa de actualização de 15 minutos para qualquer posição global. A OMS antecipa a entrega de dados meteorológicos aos mercados de seguros, aeroespacial, marítimo, energético e agrícola. Através desses dados, as empresas que dependem de informações meteorológicas precisas e oportunas poderiam melhorar substancialmente as eficiências operacionais.
O EntrySat, com uma massa de 4 kg, é um CubeSat-3U francês projectado pelo Institut Supérieur de l’Aéronautique et de l’Espace (ISAE) e a pela ONERA participando do projecto QB50 como um demonstrador em órbita, desenvolvido para investigar as propriedades dos detritos orbitais durante a entrada atmosférica.
O EntrySat consiste em inserir um nanossatélite na forma de um CubeSat-3U numa órbita terrestre baixa (que é similar em princípio a detritos secundários tipicamente emitidos por veículos lançadores ou satélites). Um módulo científico operando durante a fase de reentrada será capaz de realizar medições in situ do ambiente CubeSat, bem como a sua integridade até a sua destruição. Os dados adquiridos serão enviados em tempo real através da constelação Iridium.
A primeira parte do experiência trata da previsão precisa do decaimento orbital, especialmente em relação ao tempo restante antes da reentrada, normalmente algumas semanas ou meses. No ponto de reentrada atmosférico, o ângulo de inclinação aumenta subitamente e o objeto alcançará o solo ou será destruído num tempo muito curto, normalmente alguns minutos ou horas. A precisão da simulação de trajectória durante a decadência da órbita depende da precisão de vários modelos físicos, em particular da modelagem atmosférica (entre 120 e 300 km) – todo o projecto QB50 contribui para aumentar o conhecimento da termosfera,sendo que este é seu primeiro objetivo; e dos modelos de coeficientes aerodinâmicos no regime rarefeito e transitório.
Para refinar esses modelos, as forças aerodinâmicas e a cinemática associada (posição, movimentos de atitude) devem estar disponíveis. O EntrySat irá realizar essas medições durante a fase de decaimento da órbita.
Durante a segunda parte da experiência – a fase de destruição – o EntrySat derreterá e quebrará em alguns minutos no máximo. O valor de velocidade esperado é de cerca de 7 km/s, e a altitude de ruptura e as mudanças de condições a bordo só podem ser determinadas se o CubeSat estiver adequadamente equipado para enviar informações durante a reentrada. Este tipo de informação é de primordial importância para melhorar a modelagem multifísica durante a reentrada atmosférica, bem como para melhorar a previsão da sobrevivência de elementos do satélite ou do veículo de lançamento.
O Światowid é o primeiro nanosatélite comercial polaco, bem como o primeiro satélite de observação terrestre da Polónia desenvolvido pela SatRelvolution. Com uma massa de 2 kg, este CubeSat-2U servirá como demonstração das capacidades da SatRevolution e irá demonstrar as tecnologias desenvolvidas, nomeadamente o barramento de satélite desenvolvido internamente. O satélite está equipado com uma câmara capaz de obter imagens com uma resolução de 4 m/pixel.
Tal como o Światowid, o KrakSat é um Cubesat polaco desenvolvido para educação e demonstração tecnológica. Foi desenvolvido pela Universidade de Ciência e Tecnologia da AGH e pela SatRelvolution. O satélite tem uma massa de 1 kg.
É um CubeSat-1U desenvolvido por estudantes da Universidade de Ciência e Tecnologia da AGH em Cracóvia. Foi construído usando o SR-NANO-BUS fornecido pela SatRevolution. A missão é avaliar a viabilidade de um sistema de controle de atitude baseado em ferrofluido – uma roda de reacção projectada por membros do Grupo de Pesquisa de Alunos “Integra” da Universidade de Ciência e Tecnologia da AGH.
Os satélites Aerocube-10 (AC10) são um par de CubeSat-1.5U desenvolvidos pela Aerospace Corporation de El Segundo para demonstrar várias tecnologias. O objetivo da missão é demonstrar a precisão da orientação de satélite para satélite; a implantação de sondas atmosféricas para medição in-situ da densidade do ar; as operações de proximidade de pequenos satélites usando propulsão a partir de um propulsor a vapor (não está prevista nenhuma acoplagem), e a realização de uma experiência de degradação do desempenho da célula solar que irá correlacionar dados de sensores de radiação ajustados aos níveis de energia suspeitos de causar danos a uma queda na produção de energia da célula solar.
O satélite AeroCube-10a tem duas cargas úteis. O primeiro é um dispensador com um grupo de 29 sondas atmosféricas idênticas. Cada sonda pesa 16 gramas e é composta por três folhas de alumínio de 98 mm de diâmetro a 90 graus umas das outras, formando uma esfera. A intenção é ser leve e ter uma secção transversal constante, independente da orientação para a direcção da velocidade, de modo que o arrasto atmosférico possa ser medido no local. A modelagem de RF prevê que as sondas atmosféricas terão uma secção transversal de radar igual a CubeSats-
1U, que foram rastreadas em órbita muitas vezes. As sondas são dispensadas individualmente sob comando e prevê-se que cada uma tenha uma vida útil de 0,74 anos quando implantada a partir de uma altitude superior a 500 km. A segunda carga é um farol óptico. É usado para verificar se o satélite AeroCube-10a está de fato apontando para o AeroCube-10b. Consiste em um diodo de laser de 4 W com uma divergência de feixe de 1° de largura total e metade do máximo.
O satélite AeroCube-10b substitui a área de volume de carga útil usada pelo distribuidor no satélite 10a com três diferentes cargas úteis. Uma é uma unidade de propulsão a vapor idêntica à do AeroCubes-7b e 7c. Irá fornecer vapor de água para criar um impulso de 4 mN para mudar o alcance entre os dois satélites. Ele suporta até 30 gramas de água e pode atingir, no melhor dos casos, uma variação de velocidade de 10 metros por segundo. A água não é tóxica e a pressão dentro da unidade de propulsão a vapor é a pressão atmosférica, por isso não é um recipiente de pressão. O outro é um espectrómetro de electrões e protões denominado micro-Charged Particle Telescope (μCPT). Irá medirá o fluxo de radiação que incide sobre o satélite, em níveis específicos de energia que são suspeitos de causar degradação de células solares. A terceira carga útil é um sensor que confirmará quando o farol óptico estiver interferindo no satélite. É um sensor de luz, sintonizado no farol óptico e amplificado porque a intensidade é prevista para ser fraca.
O SASSI2 (Student Aerothermal Spectrometer Satellite of Illinois and Indiana) é uma missão de investigação científica baseada num CubeSat-3U da Universidade de Illinois, Urbana-Champaign, e que utilizará instrumentação óptica em conjunto com medições de temperatura e pressão para melhorar modelos de equilíbrio e excitação electrónica ocorrendo em altos fluxos de entalpia.
Esta missão caracterizará o fluxo e a radiação gerados pelo choque de arco difuso formado durante o voo em alta velocidade pela atmosfera superior. Medições espectrográficas ópticas da radiação fornecerão dados de referência para modelagem de fluxo, radiação e materiais, melhorando os modelos de reentrada aerotérmica. A modelagem aprimorada permitirá a redução das margens de projecto do sistema de protecção térmica actual, resultando em sistemas de protecção térmica de menor massa e maior fiabilidade.
A carga útil do satélite é composta por um espectrómetro óptico (UIUC) e no Purdue Sensor Payload. O satélite tem uma massa de 4 kg.
O pequeno satélite Seeker é uma abordagem de baixo custo para a inspecção extraveícular altamente automatizada de veículos tripuladas que foi projectada e construída no Centro Espacial Johnson da NASA tendo por base o factor CubeSat-3U. A primeira versão do Seeker pretende ser um desenvolvimento incremental de uma capacidade de inspecção avançada,tendo por base projectos anteriores tais como o AERCam Sprint e o Mini AERCam.
A missão consiste no satélite Seeker e na unidade de transmissão de comunicação de apoio Kenobi, que permanece no veículo Cygnus,sendo ambos baseados no factor CubeSat-3U.
O satélite possui um sistema de propulsão que usa nitrogénio gasoso e doze propulsores de 0,1 N para fornecer controlo em todos os eixos espaciais. O sistema foi totalmente projectado no Centro Espacial Johnson. O subsistema de propulsão fornece aproximadamente 5 m/s de variação de velocidade para um veículo de 5,75 kg com o subsistema em si no interior de um factor de forma de aproximada de 1,25U.
O Seeker possui um conjunto de sensores que inclui uma Unidade de Medição Inercial Sensonor STIM 300-400-5, um sistema de determinação de distância a laser Jenoptik DLEM-SR (LRF), quatro sensores solares Solar nanoSSOC-D60 e uma câmara Sony FCB-MA130 emparelhada com algoritmos desenvolvidos pela Universidade do Texas, Austin.
O Seeker realizará manobras de inspecção a uma distância de 50 metros do veículo alvo (Cygnus), afastando-se depois. O sistema de Orientação, Navegação e Controle (GNC) é composto inteiramente de itens COTS (comercial off-the-shelf), um filtro Multiplicative Extended Kalman Filter (MEKF), orientação ponto-a-ponto (com diversos modos adicionais), controle proporcional translacional, controle rotacional de plano de fase e uma máquina de estado para modulação automatizada de missão com mínima entrada de informação proveniente do solo.
Com uma massa de 2 kg, o NSLSAT1 é uma missão CubeSat-2U para correlacionar a actividade solar à densidade de electrões no campo de plasma próximo da Terra. O satélite transporta um detector de partículas energéticas e uma sonda Langmuir. O satélite terá uma missão de cerca de 5 anos à medida que o atrito atmosférico reduz a altitude orbital, eventualmente levando à sua reentrada.
O objetivo geral da missão ThinSat-1 é o de colocar em órbita 60 pequenas experiências para promover a educação STEM e promover a pesquisa em ciência espacial e engenharia de sistemas para os alunos de todos os níveis de ensino. A missão inclui aproximadamente 70 escolas de nove estados Norte-americanos. As equipes de alunos analisarão os dados recolhidos pelas suas experiências e enviarão um relatório detalhando sobre as suas descobertas. Os alunos acompanharão sua experiência e receberão dados quase em tempo real por meio da rede Globalstar e do site Space Data Dashboard.
As experiências são implantadas a bordo de 12 satélites, ThinSat-1A a ThinSat-1L, lançados como carga secundária a bordo do Cygnus CRS-11 no segundo estágio Antares-230. Os satélites serão inseridos numa órbita com um apogeu a 250 km de altitude e um perigeu a 203 km de altitude, com uma inclinação de 51,6º.
O foguetão Antares-230
O foguetão Antares-230 representa uma evolução em relação à sua versão anterior, sendo a principal diferença a introdução dos motores Energomash RD-181 no primeiro estágio.
O Antares-230 tem um comprimento de 42,5 metros, diâmetro de 3,9 metros e uma massa no lançamento entre os 290.000 kg e os 310.000 kg.
O primeiro estágio consome oxigénio líquido e querosene com os seus dois motores RD-181 cada um com um sistema vectorial de propulsão independente. Os tanques do primeiro estágio foram produzidos pela Yushmash, sendo projectados e verificados pela KB Yuzhnoye (sendo desenvolvidos a partir de produtos semelhantes fabricados para os foguetões 11K77 Zenit). A NGIS é responsável pelo desenvolvimento do sistema e sua integração.
O segundo estágio está equipado com um motor Castor 30XL de propulsão sólida desenvolvido pela Orbital ATK (actual NGIS).
O motor RD-181 é baseado no motor RD-191 e foi adaptado para ser integrado no foguetão Antares. Enquanto que o motor RD-193 foi desenhado como um substituto para o motor NK-33, em 17 de Dezembro de 2014, a então Orbital Sciences anunciava que iria utilizar o RD-181 na segunda versão do Antares, tendo assinado um contrato directo com a Energomash para o fornecimento de 60 motores RD-181.
A 19 de Fevereiro de 2015, a Orbital ATK anunciava que o novo Antares-230 iria ter o seu voo inaugural em Março de 2016. A 29 de Maio de 2015, a Orbital referia que os novos motores haviam sido submetidos a sete ignições de certificação e que todos os testes haviam decorrido como previsto, afirmando também que os dois primeiros modelos de voo estavam a ser submetidos aos testes finais e que seriam entregues em princípios de Julho.
Como explicar a designação do Antares-230? O número ‘230’ na designação desta versão do Antares mostra-nos os diferentes componentes de propulsão deste lançador. O algarismo ‘2’ representa o motor RD-181 (o algarismo ‘1’, como por exemplo no Antares-130, representa o motor AJ-26-62 derivado do motor NK-33). Por outro lado, o algarismo ‘3’ representa o motor Castro-30XL de propulsão sólida (nesta posição, o algarismo ‘1’ representa o motor Castor-30A, enquanto que o algarismo ‘2’ representa o motor Castor-30B). Finalmente, o algarismo ‘0’ representa a ausência de um terceiro estágio (nesta posição, o algarismo ‘1’ representa um terceiro estágio de bipropelente, enquanto que o algarismo ‘2’ representa um terceiro estágio derivado do motor Star-48).
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5830
– Lançamento orbital EUA: 1659 (28,46%)
– Lançamento orbital desde MARS Wallops Ils.: 44 (0,75% – 2,65%)
Os quadro seguinte mostra os lançamentos previstos e realizados em 2019 por polígono de lançamento.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
5831 – 20 Abr (????:??) – CZ-3B Chang Zheng-3B/G2 – Xichang, LC? – Beidou-3IG
5832 – 25 Abr (1015:00) – Falcon-9 (B1056.1) – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Dragon SpX-17 (CRS-17)
5833 – 13 Mai (????:??) – 14A14-1B Soyuz-2.1b/Fregat-M – GIK-1 Plesetsk, LC43/4 – Glonass-M №58
5834 – 27 Mai (????:??) – Falcon-9 – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – Amos-17
5835 – 29 Mai (1700:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (93569/99564) – Baikonur, LC81 – PU-24 – Yamal-601