O último lançamento orbital de 2014 ocorreu a partir do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang, província de Sichuan – China, com a colocação em órbita de um satélite meteorológico.
O lançamento do satélite Fengyun-2G (Fengyu-2-8) teve lugar às 0102UTC do dia 31 de Dezembro de 2014 e foi levado a cabo pelo foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y24) a partir do Complexo de Lançamento LC2.
Curiosamente, esta é a primeira vez que desde o início da Era Espacial, um lançamento tem lugar a 31 de Dezembro.
Todas as fases da missão decorreram sem problemas e o terceiro estágio do lançador colocou o satélite na órbita inicial prevista a partir da qual irá manobrar para atingir a sua órbita operacional.
Os satélites Fengyun-2
Desenvolvidos pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai (SAST) e pela Academia Chinesa de Tecnologia Espacial (CAST), os FY-2 Fengyun-2 (风云) são satélites meteorológicos geoestacionários que no futuro serão substituídos pela série FY-4 Fengyun-4 (Dezembro de 2015).
Em geral os satélites têm uma forma de tambor com um diâmetro de 2,10 metros e uma altura de 1,61 metros, tendo uma massa de 1.369 kg no lançamento e 536 kg sem combustível . Os satélites transportam um radiómetro com transmissores em banda S e UHF. Os dois principais sensores a bordo funcionam nas zonas visível e infravermelha do espectro electromagnético com uma resolução de 1,25 km e 5,0 km, respectivamente. Normalmente um sensor de vapor de água é também transportado a bordo de cada satélite. Os satélites Fengyun-2 têm uma vida operacional de 3 anos.
Breve história do programa
O desenvolvimento dos satélites Fengyun-2 teve início nos anos 80 com o primeiro veículo experimental, o Fengyun-2-01, a ser finalizado em 1994. Durante a verificação final nos preparativos para o lançamento antes do satélite ser acoplado ao último estágio do foguetão lançador CZ-3 Chang Zheng-3, deu-se uma explosão que destruiu por completo o satélite, provocando a morte a um operário e ferindo outros 20. Em resultado da explosão, as instalações de processamento foram bastante danificadas levando a um atraso de três anos a todo o programa. O segundo satélite experimental, o FY-2A Fengyun-2A ‘Fengyun-2-02’ (24834 1997-029A), foi lançado com sucesso às 1201UTC do dia 10 de Junho de 1997 pelo foguetão CZ-3 Chang Zheng-3 (Y11) a partir do Complexo de Lançamento LC1 do Centro de Lançamentos de Satélites de Xichang. O satélite foi colocado a 105º longitude Este na órbita geossíncrona entre 1997 e 2000. O satélite sofreu uma avaria na antena de banda-S e parou de enviar informações em Abril de 1998, tendo no entanto retomado as operações, se bem que de forma parcial, em Dezembro de 1998. O sistema de obtenção de imagens falhou por completo a 30 de Setembro de 1998, mas o satélite permaneceu na sua posição até Março de 2000. Nos dias 21 e 3 de Março o Fengyun-2A sofreu problemas de estabilização levando ao fim das suas operações e à sua remoção da sua localização e posterior posicionamento a 85º longitude Este, tendo permanecido neste posição até finais de 2006. Por esta altura pensava-se que o satélite se encontrava inactivo, mas em Dezembro de 2006 começou a levar a cabo uma série de manobras e em Janeiro de 2007 encontrava-se estabilizado entre os 58º longitude Este e os 59º longitude Este, onde ainda deverá permanecer.
Às 1150UTC do dia 25 de Junho de 2000 dava-se o lançamento do terceiro satélite experimental FY-2B Fengyun-2B ‘Fengyun-2-03’ (26382 2000-032A) a partir do Complexo de Lançamento LC1 de Xichang pelo foguetão CZ-3 Chang Zheng-3 (Y12). O Centro de Controlo em Pequim recebeu a primeira imagem do Fengyun-2B a 6 de Julho e a 20 de Julho eram accionados os canais de observação de infravermelhos. O serviço operacional do satélite foi iniciado a 1 de Janeiro de 2001. O Fengyun-2B continuou em operações a 105º longitude Este até Setembro de 2004, sendo então manobrado e colocado a 123º Longitude Este a 30 de Setembro de 2004. O satélite continuou a levar a cabo manobrar de posicionamento até Fevereiro de 2006, mas após esta data começou a entrar em deriva e foi desactivado. O primeiro satélite operacional da série foi o Fengyun-2-04, ou Fengyun-2C (28451 2004-042A) lançado às 0120:04,635UTC do dia 19 de Outubro de 2004 pelo foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y9) a partir do Complexo de Lançamento LC2 de Xichang. O Fengyun-2C difere dos veículos anteriores da série devido ao facto de o seu radiómetro possuir cinco canais espectrais. O satélite foi colocado a 105º longitude Este a 25 de Outubro de 2004. As estações de controlo receberam a primeira imagem a 1 de Janeiro de 2005. O Fengyun-2C teve como missão monitorizar as temperaturas e as nuvens sobre o território chinês e áreas vizinhas, sendo capaz de proporcionar informação meteorológica para a região da Ásia – Pacífico.
O satélite Fengyun-2D, também designado Fengyun-2-05 (29640 2006-053A), foi lançado às 0052:22,656UTC do dia 8 de Dezembro de 2006 pelo foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y11) a partir do Complexo de Lançamento LC2 de Xichang. Este segundo satélite operacional enviou a sua primeira imagem a 12 de Janeiro de 2007, tendo sido estacionado a 86,5º longitude Este (numa posição de suporte). Nesta posição o Fengyun-2D cobre a maior parte do continente asiático, Oceano Índico, a parte Oeste do Oceano Pacífico. O Fengyun-2D formava uma rede meteorológica com o satélite Fengyun-2C, fornecendo informações meteorológicas detalhadas. O satélite foi extensivamente utilizado para fornecer informações meteorológicas durante os Jogos Olímpicos de Pequim.
O satélite Fengyun-2E ‘Fengyun-2-06’ (33462 2008-066A) foi colocado em órbita às 0054:04,330UTC do dia 3 de Dezembro de 2008 pelo foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y20) para substituir o satélite Fengyun-2C. O Fengyun-2E transportava um radiómetro capaz de enviar imagens com melhor qualidade.
O satélite Fengyun-2F ‘Fengyun-2-07’ (38049 2012-002A) foi colocado em órbita às 0054:04,326UTC do dia 13 de Janeiro de 2012 pelo foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y22) a partir do Complexo de Lançamento LC3 de Xichang.
O Fengyun-2G
No caso do FY-2G são transportados a bordo vários instrumentos, entre os quais o DCS (Data Collection Service), o SEM (Space Environment Monitor), o S-VISSR (Stretched Visible and Infrared Spin Scan Radiometer) e o SXM (Solar X-ray Monitor).
O DCS fornece serviços operacionais de recolha para registo de dados em plataformas DCP no seu campo de visão. O sistema é composto por três subsistemas: o Segmento Espacial, o DCP e o NSMC baseado no solo.
O Segmento Espacial do DCS é uma plataforma composta por um repetidor de banda-UHF/S, uma antena de banda-S, e uma antena receptora UHF. O repetidor de recepção de dados opera em 401 / 468 MHz, possuindo 133 canais dos quais 100 canais são para utilização doméstica e 33 para utilização internacional. O DCS oferece a capacidade para um novo serviço de fax digital em banda-S para distribuição doméstica de cartas meteorológicas e imagens.
O subsistema DCP (Data Collection Platforms) encontra-se instalado em bóias, ilhas, rios, montanhas ou embarcações.
O subsistema NSMC (National Satellite Meteorological Center) recolhe e processa os dados DCP e os distribui através de GTS para a comunidade de utilizadores.
O SEM é um instrumento de tempo espacial para análise das partículas carregadas ao nível da plataforma. O instrumento irá contar o número de electrões, protões e outras partículas que atingem a plataforma.
O S-VISSR é um sistema optomecânico com modos de varrimento para observação normal, observação opcional e observação de linha única. O telescópio recolhe a radiação durante cada varrimento e foca-a nos detectores existentes nos planos focais utilizando espelhos primários e secundários. O conjunto detector de fotodíodos de Si possuí quatro elementos colocados na posição normal à direcção de varrimento, fornecendo uma cobertura instantânea com uma largura de 5 km em vada linha de varrimento, e coincidindo com a largura de cada linha dos detectores de infravermelhos com somente um elemento de detecção. Os detectores HgCdTe são arrefecidos a uma temperatura de 100 K. Um varrimento completo de 20º x 20º, cobrindo todo o disco da Terra, é obtido a cada 30 minutos por meios do movimento de rotação do satélite (100 rpm de E para O) e por obtenção sequencial de imagens (2500 imagens de N para S) do espelho de varrimento.
O instrumento será utilizado para determinar a temperatura atmosférica (coluna / perfil), nuvens de água líquida (coluna / perfil), tipos de nuvens, nível de precipitação líquida na superfície terrestre, reflectância bidireccional de onda curta da superfície terrestre, temperatura da superfície do mar, imagens dos oceanos, temperatura da superfície terrestre, tipos de vegetação e imagens da superfície terrestre.
O FY-2G está também equipado com um detector de raios-X solares para monitorização e aviso antecipado de explosões solares.
O foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A
O foguetão lançador CZ-3A Chang Zheng-3A é um veículo a três estágios de propulsão líquida cujo projecto foi iniciado em meados dos anos 80 pela Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores. O seu terceiro estágio consome propulsores criogénicos. O foguetão tem um comprimento total de 55,81 metros e sua massa no lançamento é de 241.000 kg, sendo capaz de colocar 2.600 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
Em comparação com o CZ-3 Chang Zheng-3, o CZ-3A melhora de forma considerável a sua performance e é capaz de duplicar a capacidade de carga na órbita geossíncrona, possuindo um primeiro e segundo estágio melhorado e um terceiro estágio de maiores dimensões. Este foi totalmente redesenhado para ser equipado com o motor YF-75. Em relação ao CZ-3, possui um novo sistema digital avançado. O desenvolvimento do motor YF-75 demorou cinco anos e foi levado a cabo numa fábrica aberta que não impedia a entrada do ar gelado no Inverno e do calor tórrido do Verão.
O sistema do CZ-3A é composto pela estrutura do foguetão lançador, sistema de propulsão, sistema de controlo, sistema de telemetria, sistema de rastreio e segurança, sistema de controlo de atitude e de gestão de propolente na fase orbital não propulsiva, sistema de utilização de propolente criogénico, sistema de separação e sistema auxiliar. A estrutura do foguetão actua de forma a suportar as várias cargas internas e externas no lançador durante o transporte, elevação (colocação na plataforma de lançamento) e voo. A estrutura do foguetão também combina todos os subsistemas em conjunto. A estrutura do foguetão é composta pelo primeiro estágio, segundo estágio, terceiro estágio e carenagem de protecção. A figura na página seguinte mostra a configuração do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A. O primeiro estágio é composto pela secção inter-estágio, tanque de oxidante, inter-tanque, tanque de combustível, secção posterior, secção de cauda, válvulas e condutas, etc. O segundo estágio é composto pelo tanque de oxidante, inter-tanque, tanque de combustível, válvulas e condutas, etc. O terceiro estágio contém o adaptador de carga, secção de equipamento e tanques de propolente criogénico. O adaptador de carga faz a ligação física entre a carga e o foguetão CZ-3A e reparte as cargas entre 
ambos. O anel da interface no topo do adaptador pode ser uma das interfaces standard internacionais 937B, 1194, 1194A ou 1666. A secção de equipamento é uma placa circular metálica fabricada pelo método de favos de colmeia e com estruturas de reforço. Aqui encontram-se os sistemas aviónicos do lançador. O tanque de propolente do terceiro estágio é termicamente isolado com um anteparo comum, tendo uma forma convexa superior no meio. O anteparo comum possui uma dupla camada térmica isoladora em vácuo. O hidrogénio líquido é abastecido na parte superior do tanque e o oxigénio líquido é armazenado na parte inferior.
A carenagem é composta por uma abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e secção cónica invertida.
O sistema de propulsão, incluindo motores e sistema de fornecimento / pressurização, gera a força dianteira e de controlo necessária para o voo. O primeiro estágio e o segundo estágio, utilizam propolentes armazenáveis, isto é tetróxido de azoto (N2O4) e dimetil hidrazina assimétrica (UDMH). Os tanques de propolente são pressurizados pelos sistemas de propulsão regenerativos. Existem quatro motores em paralelo no primeiro estágio. Os motores podem ser orientados em direcções tangenciais. A força de cada motor é de 740,4 kN. Os quatro sistemas de propulsão utilizam os mesmos motores. Existe um motor principal e quatro motores vernier no segundo estágio. A força total é de 789,1 kN.
O terceiro estágio utiliza propolentes criogénicos, isto é hidrogénio líquido (LH2) e oxigénio líquido (LOX). Dois motores universais em suspensões Cardan proporcionam uma força total de 157 kN. O rácio de expansão dos motores é de 80:1 e o impulso específico é de 4.312 Ns/kg. O tanque de LH2 é pressurizado por hélio e por um sistema regenerador, e o tanque de LOX é pressurizado por hélio aquecido e por um sistema regenerador.
O sistema de controlo é utilizado para manter a estabilidade do voo do lançador e para levar a cabo a navegação e / ou orientação segundo o programa de voo pré-estabelecido. O sistema de controlo consiste de uma unidade de orientação, sistema de controlo de atitude, sequenciador, distribuição de energia, etc. O sistema de controlo adopta uma plataforma inercial de quatro eixos, computador de bordo e dispositivos digitais de controlo de atitude. Algumas tecnologias avançadas são aplicadas no sistema de controlo, tais como sequenciadores electrónicos programáveis, decoplagem de três canais, controlo de duplo parâmetro e compensação em tempo real para erros de medição. Estas tecnologias tornam o lançador muito flexível para várias missões.
O sistema de telemetria funciona para medir e transmitir alguns parâmetros dos sistemas do lançador. Alguns dados medidos podem ser processados em tempo real. O sistema de telemetria recebe energia tendo em conta a distribuição dos sensores e codificação dos dados. As medições dos sinais de comando são digitalizadas. O fornecimento de energia e os testes são levados a cabo de forma automática. Os conversores digitais a bordo são inteligentes e cerca de 700 parâmetros são medidos.
O sistema de rastreio e de segurança mede os dados da trajectória e parâmetros de injecção orbital finais. O sistema também fornece informação para meios de segurança. A auto-destruição do foguetão lançador seria levada a cabo de forma remota caso ocorresse alguma anomalia em voo. O desenho da medição de trajectória e de segurança são integrados em conjunto.
O sistema de controlo de atitude e de gestão de propolente na fase de voo não propulsionada leva a cabo o controlo de atitude e gestão de propolente em órbita e reorienta o lançador antes da separação da carga. Um motor alimentado por hidrazina em pressão trabalha de forma intermitente neste sistema que pode ser accionado repetidamente segundo os comandos recebidos.
O sistema de utilização dos propolentes criogénicos mede em tempo real o nível de propolentes no interior dos tanques do terceiro estágio e ajusta o nível de consumo de oxigénio líquido para tornar os propolentes residuais numa proporção óptima. O ajustamento é utilizado para compensar o desvio da performance do motor, estrutura da massa, carga de propolente, etc., para o propósito de se obter uma maior capacidade de lançamento. O sistema contém um processador, sensores de nível de propolente e válvulas de ajustamento. Os seguintes esquemas representam a estrutura dos sistemas de propulsão do primeiro, segundo e terceiro estágios.
Durante a fase de voo do CZ-3A Chang Zheng-3A existem quatro eventos de separação: a separação entre o primeiro e o segundo estágio, a separação entre o segundo e o terceiro estágio, a separação da carenagem e a separação entre a carga e o terceiro estágio. A separação entre o primeiro e o segundo estágio é uma separação a quente, isto é o segundo estágio entra em ignição em primeiro lugar e depois o primeiro estágio é separado com a força dos gases de exaustão após o accionamento de 14 parafusos explosivos. A separação entre o segundo e o terceiro estágio é uma separação a frio. Os parafusos explosivos são accionados em primeiro lugar e depois pequenos retro-foguetões no segundo estágio são accionados para gerar a força de separação. Durante a separação da carenagem, os parafusos explosivos que ligam a carenagem e o terceiro estágio são accionados em primeiro lugar e depois todos os dispositivos pirotécnicos que ligam as duas metades da carenagem são accionados, com a carenagem a ser separada longitudinalmente. A carenagem volta-se para fora apoiada em dobradiças devido à força exercida por molas. Finalmente, na separação entre a carga e o terceiro estágio a carga está fixa com o lançador ao longo de uma banda de fixação. Após a separação, a carga é empurrada pela acção de molas.
O sistema auxiliar funciona antes do lançamento e inclui unidades de monitorização e de medição no solo tais como verificação do nível de abastecimento de propolente e temperatura, medição da estanquicidade, fornecimento de ar condicionado para a carenagem de protecção, etc.
O sistema de coordenadas do foguetão lançador (OXYZ) tem origem no centro de massa instantâneo do veículo, isto é no centro de massa integrado da combinação carga / veículo lançador, incluindo o adaptador, propolentes e carenagem, etc., caso seja aplicável. O eixo OX coincide com o eixo longitudinal do foguetão. O eixo OY é perpendicular ao eixo OX e estão no interior do plano de lançamento 180º para lá do azimute de lançamento. Os eixos OX, OY e OZ formam um sistema ortogonal que segue a regra da mão direita.
A atitude de voo do eixo do veículo lançador está definida na figura ao lado. O fabricante do satélite define o sistema de coordenadas do satélite. A relação ou orientação entre o veículo lançador e os sistemas do satélite serão determinados ao longo da coordenação técnica para projectos específicos.
Missões que podem ser realizadas pelo CZ-3A
O foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A é um veículo potente e versátil que é capaz de levar a cabo as seguintes missões: a) Transportar cargas para órbitas de transferência para a órbita geossíncrona (GTO). Esta será a função primária do CZ-3A e o objectivo da sua concepção. Após a separação do CZ-3A, o satélite irá transferir-se da órbita GTO para a órbita geossíncrona GEO). Esta é a órbita operacional na qual o período orbital do satélite coincide com o período de rotação da Terra, 24 horas, e o plano orbital coincide com o plano do equador (ver figura em baixo); b) Injectar cargas numa órbita terrestre baixa (LEO) localizada abaixo de uma altitude média de 2.000 km; c) Injectar cargas em órbitas sincronizadas com o Sol (SSO). O plano destas órbitas encontra-se ao longo da direcção de rotação do eixo de rotação da Terra ou aponta para a rotação da Terra em torno do Sol. A velocidade angular do satélite é igual à velocidade angular média da Terra em torno do Sol; d) Lançar sondas espaciais para lá do campo gravitacional da Terra.
Descrição da missão do CZ-3A
O CZ-3A é principalmente utilizado para missões para a órbita GTO, sendo a GTO standard recomendada ao utilizador do veículo. O CZ-3A coloca a carga numa GTO standard com os seguintes parâmetros a partir de Xichang: altitude do perigeu – 200 km; altitude do apogeu – 35.958,2 km, inclinação 28,5º; argumento do perigeu – 179,6º (estes parâmetros representam a órbita instantânea a quando da separação do satélite do terceiro estágio; A altitude do perigeu é equivalente a uma altitude real de 35.786 km na passagem do primeiro perigeu devido a perturbações causadas pela forma oblatada da Terra). Os quadros seguintes mostram a sequência de voo típica do CZ-3C Chang Zheng-3A.
As carenagens do CZ-3A
A carga está protegida por uma carenagem que a isola de várias interferências da atmosfera, que inclui correntes de ar de alta velocidade, cargas aerodinâmicas, aquecimento aerodinâmico e ruídos acústicos, etc., enquanto que o lançador ascende através da atmosfera. A carenagem proporciona assim à carga um bom meio ambiente.
O aquecimento aerodinâmico é absorvido ou isolado pela carenagem. A temperatura no interior da carenagem é controlada dentro dos limites estabelecidos. Os ruídos acústicos gerados por correntes de ar e pelos motores do lançador são reduzidos para níveis permitidos para a respectiva carga.
A carenagem é separada e ejectada quando o foguetão lançador voa fora da atmosfera. A altura exacta da separação da carenagem é determinada pelo requisito de que o fluxo de calor aerodinâmico na separação da carenagem seja inferior a 1.135 W/m2.
Vinte e dois tipos de testes foram levados a cabo no desenvolvimento da carenagem do CZ-3A, incluindo testes em túneis de voo, testes térmicos, testes acústicos, testes de separação, testes de análise de modelos, testes de resistência, etc.
O volume estático da carenagem é a limitação física das dimensões máximas da configuração da carga a transportar. O volume estático é determinado pela consideração das deformações estimadas a nível dinâmico e estático do conjunto carenagem / carga por uma variedade de interferências durante o voo. Os volumes variam com diferentes tipos de carenagem e adaptadores de carga. Pode-se permitir que algumas saliências na carga possam exceder o volume estático máximo da secção cilíndrica da carenagem.
A estrutura da carenagem consiste numa abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e uma secção cónica invertida. A abóbada é um corpo semi-esférico com um raio de 1 metros, uma altura de 0,740 metros e um diâmetro de base de 1,930 metros. Consiste numa concha abobadada, um anel de base, um anel em encapsulamento e reforços.
A concha abobadada é uma estrutura em fibra de vidro com uma espessura de 8 mm. O anel de base, anel de encapsulamento e reforço são fabricados em ligas de alumínio de alta resistência. Uma cintura à base de borracha de sílica cobre o exterior da linha de divisão e um cinturão de borracha está comprimido entre as duas metades. Os cinturões de isolamento exterior e interior impedem a corrente de ar de entrar na carenagem durante o voo.
A parte superior da secção bicónica é um cone de 15º com uma altura de 2,647 metros e a parte inferior é um cone de 15º com uma altura de 1,500 metros. A parte superior e a parte inferior estão interligadas. O diâmetro do anel superior é de 1,930 metros e o diâmetro do anel inferior é de 3,350 metros. A estrutura da secção cilíndrica é idêntica à da secção bicónica, isto é tem uma constituição em favos de mel de alumínio.
A secção cónica invertida é uma estrutura reforçada monocoque. É composta por um anel superior, um anel intermédio, reforços inferiores longitudinais e cobertura com tratamento químico. Estão disponíveis várias portas de acesso nesta secção.
A superfície exterior da carenagem, especialmente a superfície da abóbada e da secção bicónica, sofre um aquecimento devido à corrente de ar a alta velocidade durante o lançamento. Deste modo, são adoptadas medidas que evitam o aquecimento para garantir que a temperatura na superfície interior seja inferior a 80ºC.
A superfície exterior da secção bicónica e da secção cilíndrica são cobertas por um painel de cortiça especial. O painel na secção bicónica tem uma espessura de 1,2 mm e na secção cilíndrica tem uma espessura de 1,0 mm.
O mecanismo de separação e ejecção da carenagem consiste em mecanismos de abertura laterais, mecanismo de abertura longitudinal e mecanismo de separação, accionados por molas e ganchos.
Cada metade da carenagem é suportada por dois ganchos que estão localizados nos quadrantes I e III. Existem quatro molas de separação em cada metade da carenagem, act
uando com um máximo de força de 37,8 kN. Após a separação, cada metade roda sobre uma dobradiça. Quando o ângulo de rotação é superior a 18º/s, dá-se a separação da metade da carenagem.
O mecanismo de separação da carenagem é composto por dobradiças e molas. Cada metade da carenagem é suportada por duas dobradiças que se localizam no quadrante I e III. Existem seis molas de separação colocadas em cada metade da carenagem; o máximo de força exercida por cada mola é de 37,8 kN. Após a abertura da carenagem, cada metade roda em torno de uma dobradiça. Quando a taxe de rotação da metade da carenagem é superior a 18º/s, a carenagem é ejectada. O processo cinemático é exemplificado a seguir.
Podem ser incorporadas na secção bicónica da carenagem e na secção cilíndrica janelas transparentes às radiofrequências RF para fornecer ao satélite a capacidade de transmissão através da carenagem de acordo com as necessidades do utilizador. As janelas transparentes RF são fabricadas em fibra de vidro na qual a taxa de transparência é indicada na tabela ao lado.
Podem ser proporcionadas portas de acesso à secção cilíndrica para permitir um acesso limitado ao satélite após a colocação da carenagem. Algumas áreas da carenagem não podem ser seleccionadas para a localização das janelas de radiofrequência RF.
O Complexo de Lançamento
O complexo de lançamento para o foguetão Chang Zheng-3A no Centro de Lançamento de Satélites em Xichang, inclui as plataformas de lançamento, torres de serviço, torres umbilical, centro de controlo de lançamento, sistemas de abastecimento, sistemas de fornecimento de gás, sistemas de fornecimento de energia, torres de protecção contra relâmpagos, etc.
As torres de serviço são compostas pelas torres do guindaste, equipamento movível, plataformas, elevadores, sistema de distribuição e fornecimento de energia, condutas de abastecimento para armazenamento do propolente, detectores de incêndio e extintores.
As torres têm uma altura de 90,60 metros. No topo das torres existem dois guindastes. A altura de levantamento efectiva é de 85 metros. A capacidade de carga é de 20.000 kg (guincho principal) e 10.000 kg (guincho suplente). Existem dois elevadores (com uma capacidade de 2.000 kg) para a elevação de pessoal e equipamentos. As torres têm plataformas para operações de verificação e operações de teste do foguetão lançador e da sua carga.
A parte superior das torres é uma área limpa com ambiente controlado. O nível de limpeza é de Classe 100.000 e as temperaturas na área de operação do satélite encontram-se entre os 15 ºC e os 25 ºC. A acoplagem entre a carga e o veículo lançador, teste do satélite, encapsulamento da carenagem e outras actividades são levadas a cabo nesta área. Um guindaste superior telescópico está equipado para levar a cabo estas operações. Este guindaste pode rodar num ângulo de 180º e a sua capacidade é de 8.000 kg. Nas torres de serviço, a Sala 812 é exclusivamente preparada para a carga. No seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz UPS (Fase 120V, 5kW). A resistência é menos de 1?. A área desta sala é de 8 m2. Para além de um sistema de hidratação, as torres de serviço estão também equipadas com pó extintor e extintores 1211.
As torres umbilicais servem para fornecer ligações eléctricas, condutas de gás, condutas líquidas, bem como as ligações para o satélite e para o foguetão lançador. As torres têm um sistema de braço amovível, plataformas e condutas de abastecimento criogénico. O abastecimento do lançador é levado a cabo através das condutas criogénicas. As torres umbilicais também estão equipadas com sistemas de ar condicionado para a carga e carenagem, um sistema RF, sistemas de comunicações, plataformas rotativas, sistemas de extinção de incêndios, etc. Os cabos de fornecimento de energia são conectados ao satélite e ao lançador através destas torres umbilicais. As condutas do ar condicionado são ligadas à carenagem também através desta torre para fornecer ar limpo. A limpeza do ar condicionado é de Classe 100.000 e a temperatura encontra-se entre os 15ºC e os 25ºC, com uma humidade entre 35% e 55%. A Sala 722 das torres umbilicais é exclusivamente preparada para a carga. A sua área é de 8m2 e no seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz/50Hz UPS (Fase 120V/220V/15A).
Centro de Controlo de Lançamento
O Centro de Controlo de Lançamento (CCL) é uma estrutura em fortim capaz de resistir a uma explosão violenta. As operações levadas a cabo na torre (tais como testes antes do lançamento, abastecimento, operações de lançamento) do foguetão lançador são controladas desde o CCL. O controlo de lançamento do satélite também pode ser levado a cabo no CCL. A sua área de construção é de 1.000 m2.
O CCL inclui as salas de teste do veículo lançador, salas de teste dos satélites, sala de controlo de abastecimento, sala de controlo de lançamento, sala de informação para o director de missão, sistema de ar condicionado, passagens de evacuação, etc. Todo o CCL recebe ar condicionado.
Existem duas salas para o teste dos satélites e cada uma tem uma área de 48,6 m2. A temperatura no interior das salas é de 20ºC com variação máxima e mínima de 5ºC. A humidade relativa é de 75%. Em cada sala existem painéis de distribuição de energia 380V/220V, 50Hz e 120V/220V, 60Hz. O satélite é conectado com o equipamento de controlo no interior da sala de teste através de cabos umbilicais. Estão disponíveis no interior das salas sistemas de telefone e de monitorização, bem como na torre e nos restantes locais.
Centro de Controlo e Comando da Missão
O Centro de Controlo e Comando da Missão (CCCM) está localizado a 7 km do local de lançamento. Todo o edifício inclui duas partes: uma é a zona de comando e controlo e a outra é a zona de computação. A zona de comando e controlo consiste em duas áreas: a área de comando e a área de segurança. Em torno da primeira zona encontram-se salas de operação e escritórios. Existem uma sala de visitas no segundo andar e os visitantes podem observar o lançamento em ecrãs de televisão. Existem sistemas de televisão por cabo parta os visitantes.
O CCCM tem como funções comandar todas as operações das estações de rastreio e monitorizar a performance e estado do equipamento, levar a cabo o controlo de segurança após o lançamento, obter informações sobre os parâmetros de localização do lançador a partir de estações e processar estes dados em tempo real, fornecer a aquisição e e obter dados para as estações de rastreio e para o Centro de Controlo de Satélites em Xi’an, fornecer informações à equipa de controlo e levar a cabo o processamento de dados após a missão.
O CCCM possui um sistema de computadores a funcionar em tempo real; um sistema de comando e controlo; levar a cabo a monitorização e fornecimento de controlo, computadores sistemas de conversão D/A e A/D, sistemas de televisão, sistemas de gravação de dados e sistemas de telecomando; sistemas de comunicação, sistemas de temporização e transmissão de dados, e equipamento de impressão e revelação de filme.
Centro de Controlo, Telemetria e Detecção
O Centro de Controlo, Telemetria e Detecção (CCTD) do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang e o CCTD do Centro de Controlo de Satélites de Xi’an, formam uma rede de Controlo, Telemetria e Detecção para cada missão. O CCTD do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang consiste na estação de rastreio de Xichang, na estação de rastreio de Yibin e na estação de rastreio de Guiyang. O CCTD do Centro de Controlo de Satélites de Xi’an consiste na estação de rastreio de Weinan, na estação de rastreio de Xiamen e nos navios de instrumentação.
O Centro de rastreio de Xichang inclui equipamentos ópticos, radar, telemetria e telecomando. É responsável pela medição e processamento dos dados de voo do foguetão lançador e também pelo controlo da zona de segurança. Os dados recebidos e gravados pelo sistema do CCTD são utilizados para o processamento e análise após a missão.
As principais funções do CCTD são o registo dos dados iniciais de voo em tempo real, medição da trajectória do veículo lançador; recepção, gravação, transmissão e processamento dos dados e telemetria do foguetão lançador e do satélite; tomar decisões relativas à segurança; e computar o estado de separação entre o satélite e o lançador e respectivos parâmetros de injecção.
Após o lançamento o foguetão é imediatamente seguido pelo equipamento óptico, de telemetria e por radares em torno do local de lançamento. Os dados recebidos são enviado para CCCM. Estes dados serão inicialmente processados e enviados para as estações respectivas. Os computadores das estações recebem estes dados e levam a cabo a conversão de coordenadas, utilizando esses dados como dados para orientar o sistema do CCTD para obter e seguir o alvo.
Após a detecção do alvo, os dados medidos são enviados para os computadores na estação e para o CCCM para serem processados. Estes dados processados são utilizados para o controlo da segurança do voo. Os resultados das computações são enviados para o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang e para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an em tempo real através de linhas de transmissão de dados. Em caso de falha durante as fases de voo do primeiro ou segundo estágio, o oficial de segurança tomará uma decisão tendo por base os critérios de segurança.
A injecção orbital da carga é detectada pelos navios de rastreio e enviada para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an. Os resultados são enviados para o CCCM de Xichang para processamento e monitorização.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5426
– Lançamento orbital com sucesso: 5077
– Lançamento orbital China: 216
– Lançamento orbital China com sucesso: 204
– Lançamento orbital desde Xichang: 84
– Lançamento orbital desde Xichang com sucesso: 2
– Lançamento orbital desde Xichang em 2014: 2
A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento: 1ª coluna – lançamentos efectuados (lançamentos fracassados); 2ª coluna – lançamentos previstos à data; 3ª coluna – satélites lançados:
Baikonur – 21 (1) / 21 / 29
Plesetsk – 9 / 9 / 13
Dombarovskiy – 2 / 2 / 42
Cabo Canaveral AFS – 16 / 16 / 29
Wallops Island MARS – 3 (1) / 3 / 63
Vandenberg AFB – 4 / 4 / 4
Jiuquan – 8 / 8 / 10
Xichang – 2 / 2 / 2
Taiyuan – 6 / 6 / 8
Tanegashima – 4 / 4 / 18
Kourou – 11 / 11 / 23
Satish Dawan, SHAR – 4 / 4 / 8
Odyssey – 1 / 1 / 1
Palmachim – 1 / 1 / 1
* Valores não precisos
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 34,4% foram realizados pela Rússia; 24,4% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 17,8% pela China; 12,2% pela Arianespace; 4,4% pelo Japão, 4,4% pela Índia, 1,1% por Israel e 1,1% pela Sea Launch.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
6 Jan (1118:00) – Falcon-9 v1.1 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Dragon SpX-5 (CRS5); SERPENS; Flock-1d’1; Flock-1d’2; AESP-14
21 Jan (0042:00) – Atlas-V/551 – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – MUOS-3
22 Jan (????:??) – 15A38 Dnepr – Dombarovskiy, LC370/13 – KompSat-3A
29 Jan (0100:00) – H-2A – Tanegashima, Yoshinobu LP1 – IGS Radar-Spare
29 Jan (2335:00) – Falcon-9 v1.1 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – DSCOVR (Triana)