No 339º dia de 2014 a United Launch Alliance (ULA) levou a cabo o lançamento da primeira cápsula espacial Orion para a NASA na missão Exploration Flight Test-1 (EFT-1). O lançamento teve lugar às 1205:00,180UTC do dia 5 de Dezembro de 2014 e foi levado a cabo pelo foguetão Delta-IV Heavy (D369) a partir do Complexo de Lançamento SLC-37B do Cabo Canaveral AFS.
Milhões de pessoas assistiram ao lançamento da cápsula Orion através dos diversos canais disponíveis na rede global, o que por si só demonstra o enorme interesse na exploração espacial e na Ciência em geral. Os números atingiram cifras semelhantes às registadas nas últimas missões do vaivém espacial e, estabelecendo uma comparação relativa, pode-se dizer que estão na percentagem dos tempos dourados das épicas missões no início da Era Espacial.
O lançamento foi adiado por várias vezes no dia 4 de Dezembro devido à presença de uma embarcação numa área não autorizada, devido a más condições meteorológicas (ventos fortes) e devido a problemas técnicos com o lançador. Com o aproximar do final da janela de lançamento, tornou-se evidente não haver tempo para finalizar os testes necessários para garantir um lançamento em segurança e como tal foi decidido adiar a missão por 24 horas.
Com esta missão, a agência espacial norte-americana inaugura uma nova era na sua exploração espacial e dá o seu primeiro passo no futuro que eventualmente verá a primeira missão espacial tripulada a um asteróide e ao planeta Marte.
A missão EFT-1 tem como objectivo testar os sistemas que são críticos para a segurança das futuras tripulações, viajando mais profundamente no espaço do que qualquer nave espacial construída para o transporte humano fez nos últimos 42 anos.
Neste voo de 4,5 horas a Orion orbita a Terra por duas vezes, viajando mais de 96.600 km e atingindo uma altitude máxima de 5.800 km na sua segunda órbita, permitindo assim que regresse à atmosfera terrestre a uma velocidade de 32.000 km/h numa reentrada que irá gerar temperaturas da ordem dos 2.200ºC.
Esta missão valida também vários sistemas da cápsula tais como os pára-quedas, sistemas de aviónicos e de controlo de atitude, e demonstra eventos principais na missão tais como a ejecção do sistema de emergência e a separação da carenagem de protecção do módulo de serviço.
A missão EFT-1
A fase final dos preparativos para o lançamento inicia-se a 8 horas e 15 minutos do lançamento com o início da recolha da torre móvel de serviço. Esta estrutura é utilizada para facilitar o acesso às várias partes do lançador no Complexo de Lançamento SLC-37B. Este é um complexo de lançamento cheio de história na exploração espacial tendo sido utilizado para o lançamento do Saturn-I, Saturn-IB e do primeiro voo do módulo lunar do Programa Apollo. Ao ser removida tem-se a oportunidade de ver a configuração única da cápsula Orion no topo do foguetão Delta-IV Heavy, pois no futuro a Orion será lançada pelo novo lançador SLS.
A 4 horas e 35 minutos do lançamento, a equipa de lançamento da ULA irá consultar todos os seus membros para decidir se inicia o abastecimento criogénico do Delta-IV Heavy. Com a decisão tomada para se prosseguir com o abastecimento, este tem início a 4 horas e 30 minutos com o oxigénio líquido e o hidrogénio líquido a serem bombeados para os tanques do foguetão.
A equipa de controladores da NASA ocupa as suas consolas no Centro de Controlo de Missão em Houston a 3 horas e 30 minutos do lançamento, assumindo a responsabilidade dos preparativos para o lançamento.
No regresso à Terra a Orion irá amarar ao lago da costa da Califórnia e a 1 hora e 55 minutos do lançamento tem lugar um briefing para analisar as condições meteorológicas no local de descida. Este briefing é levado a cabo por responsáveis do National Oceanic and Atmospheric Administration’s Space Flight Meteorology Group.
A 30 minutos do lançamento, o 45th Space Wing Operations Group Weather Squadron estacionado no Cabo Canaveral AFS informa a equipa de lançamento da ULA sobre as condições meteorológicas no local de lançamento. A contagem decrescente irá entrar numa paragem de 15 minutos a T-4m na contagem decrescente (a 19 minutos do lançamento). Durante este período são levadas a cabo as análises finais dos sistemas e dos preparativos para a missão e é dada a luz verde para o prosseguimento do lançamento.
A 16 minutos a Lockheed Martin consulta a equipa de gestão da missão para a luz verde final para a missão e a 8 minutos do lançamento a cápsula Orion começa a utilizar as suas fontes internas para o fornecimento de energia. Nesta altura, a equipa de lançamento dá luz verde para a missão.
A Contagem Decrescente Final inicia-se a T-4m e o lançamento ocorre a T=0s.
A T+1m 23s o lançador atinge a zona de máxima pressão dinâmica sobre a sua estrutura (MaxQ) e dois segundos mais tarde atinge a velocidade do som. A separação dos propulsores laterais ocorre a T+3m 56s e a T+5m 30s termina a queima do CCBC. O primeiro estágio separa-se a T+5m 33s e a T+5m 49s inicia-se a primeira ignição do segundo estágio do Delta-IV Heavy. Esta queima tem uma duração de 11 minutos e 50 segundos.
Os três painéis da carenagem que proporcionaram o apoio estrutural e protegeram o módulo de serviço ao longo dos primeiros minutos do voo, separam-se a T+6m 15s, reduzindo assim a massa da Orion.
A separação do sistema de abortagem de emergência ocorre a T+6m 20s.
A T+17m 39s termina a primeira ignição do segundo estágio (SECO-1), com a cápsula a atingir uma órbita inicial com um perigeu a 185 km e um apogeu a 888 km. A Orion irá permanecer nesta órbita até T+1h 55m 26s quando o segundo estágio do lançador inicia a sua segunda queima que tem uma duração de 4 minutos e 45 segundos, terminando a T+2h 0m 9s. A Orion está a caminho da sua altitude máxima a 5.800 km.
O primeiro período de alta radiação é atingido a T+2h 5m, com a Orion a entrar na intensa radiação da parte inferior do Cinturão de Van Allen. Neste período, as câmaras a bordo da cápsula são desligadas para assim as proteger de possíveis danos. Esta fase de radiação fica para trás a T+2h 20m, com as suas câmaras a serem activadas de novo.
O sistema de controlo de reacção é activado a T+2h 40m. Este é o sistema de motores que irá orientar a Orion quando se separa do segundo estágio do lançador.
O máximo de altitude (5.808 km) é atingido a T+3h 5m e a T+3h 9m a cápsula coloca-se em posição antecipando a separação do seu módulo de serviço e do segundo estágio do Delta-IV Heavy. Esta separação ocorre a T+3h 23m 41s em preparação do regresso à Terra.
A cápsula entra no segundo período de alta radiação a T+3h 30m e as suas câmaras são de novo desligadas até T+4h 5m, altura em que deixa esta zona.
O interface de entrada é atingida a T+4h 13m 35s. Nesta 
altura a Orion atinge os limites superiores da atmosfera terrestre, originando calor à medida que a cápsula vai mergulhando a uma velocidade de 32.000 km/h.
A T+4h 13m 41s as comunicações com a Orion não são possíveis devido à formação de plasma super-aquecido em torno da cápsula. Esta fase durante a qual os sinais de rádio são bloqueados, tem uma duração de 2 minutos e 30 segundos. O máximo de aquecimento na reentrada atmosférica é atingido a T+4h 15m 3s, com a cápsula a sofrer uma exposição a 2.200ºC.
A cobertura da secção frontal, com as suas telhas que protegeram a Orion durante a reentrada, é ejectada a T+4h 19m 29s, expondo os pára-quedas que se abrem de imediato em sequência, seguindo-se os pára-quedas de arrasto a T+4h 19m 31s (reduzindo a velocidade para 480 km/h) e a T+4h 20m 40s são abertos três pára-quedas pilotos que são utilizados para extrair os três pára-quedas principais. Estes pára-quedas (com uma área do tamanho de um campo de futebol americano) reduzem a velocidade da Orion de cerca de 160 km/h para 30 km/h.
A amaragem acaba por ter lugar a T+4h 23m 29s no Oceano Pacífico ao largo da costa da Baja Califórnia e é recuperada por uma frota de embarcações da NASA e da Marinha dos Estados Unidos. É utilizado um sistema de cabos que puxa a cápsula para o convés inundado do USS Anchorage.
Os componentes da cápsula Orion
A cápsula Orion é composta por quatro parte principais: o módulo da tripulação, o módulo de serviço, o sistema de emergência e o adaptador entre a cápsula e o estágio superior. Cada um destes componentes é testado nesta missão. No total, 55% dos sistemas da Orion que serão necessários para a primeira missão tripulada são demonstrados na missão EFT-1.
O módulo da tripulação irá proteger as futuras tripulações durante o lançamento, fornecendo uma área na qual podem viver e trabalhar no espaço, e no final trazê-los de volta em segurança para a Terra. Foi construído para suportar uma tripulação até quatro membros durante 21 dias no espaço, mas pode também albergar tripulações mais pequenas durante períodos mais longos e até seis astronautas durante períodos mais curtos ou com a adição de um módulo habitacional para missões mais prolongadas.
O módulo da tripulação é a única porção da Orion que regressa à Terra no final da missão.
A sua estrutura primária é composta de alumínio e uma liga de alumínio e lítio, com um compartimento coberto de 970 telhas que compõem a secção posterior da cápsula. Estas telhas são quase idênticas às telhas que protegiam a parte inferior dos vaivéns espaciais quando regressavam do espaço. Fabricadas em sílica de baixa densidade e de alta pureza tornadas mais rígidas através de uma ligação cerâmica, as telhas protegem as zonas laterais da Orion de temperaturas até 1.732ºC neste teste.
As temperaturas serão ainda mais elevadas na parte inferior da cápsula que suporta o rigor da reentrada. Para proteger o veículo destas temperaturas é necessário o maior e mais avançado escudo de protecção térmica alguma vez desenvolvido.
O escudo de protecção térmica com um diâmetro de 5 metros é construído em torno de uma estrutura de titânio e com uma camada de fibra de carbono que proporciona ao escudo a sua forma, fornecendo apoio estrutural para o módulo da tripulação durante a descida e amaragem. Uma estrutura fenólica em fibra de vidro com forma de favos de mel encontra-se sobre a camada de fibra de carbono e cada uma das suas 320.000 células possuem um material denominado Avcoat. Este material é projectado para se ir queimando à medida que vai aquecendo, em vez de transferir o calor para o módulo da tripulação. Na sua parte mais espessa, o escudo térmico tem uma espessura de 0,04 metros e cerca de 20% do Avcoat será consumido à medida que a cápsula viaja através da atmosfera terrestre.
Na missão de teste EFT-1, a Orion irá suportar temperaturas de cerca de 2.200ºC durante o seu regresso à Terra. Este é cerca de 80% do pico máximo de aquecimento do que irá suportar no regresso de uma missão lunar nas quais as temperaturas podem atingir 2.800ºC, sendo o suficiente para fornecer aos engenheiros a confiança necessária no desenho do escudo térmico para missões futuras.
Uma vez feito o trabalho do escudo térmico, o sistema de pára-quedas da Orion irá tomar as atenções da missão. Ao longo do voo, a cobertura da secção frontal sobre o topo do módulo da tripulação protege os pára-quedas de possíveis danos em órbita e do calor da reentrada. Após o veículo ter ultrapassado esta fase violenta, a cobertura é ejectada para assim expor os pára-quedas, que se começaram a abrir quase de imediato.
Incluindo os três pára-quedas de puxam a cobertura frontal, onze pára-quedas compõem o sistema de pára-quedas da Orion.
Com a cobertura frontal e os seus pára-quedas longe da Orion, são abertos dois pára-quedas de arrasto de 7 metros com o intuito de estabilizar e abrandar a cápsula quando esta viaja a 480 km/h e a uma altitude de 7,6 km, sendo separados 30 segundos mais tarde quando a cápsula ainda se encontra a 2,4 km de altitude. De seguida abrem-se três pára-quedas piloto que puxam os pára-quedas principais de 35 metros de diâmetro que abrandam o veículo de 160 km/h para 30 km/h para a amaragem.
Para uma maior estabilidade, os pára-quedas principais e de arrasto abrem-se em várias fases, impedindo que o sistema de pára-quedas induza demasiada tensão na cápsula ao a abrandar de forma abrupta.
Quase todos os sistemas que farão parte do módulo da tripulação missão missão tripulada estão presentes na missão EFT-1. Para além dos subsistemas já mencionados, este primeiro módulo da tripulação inclui um sistema de armazenamento e distribuição de energia eléctrica, controlo térmico, controlo da pressão da cabina, tratamento de dados e comandos, comunicações e seguimento, orientação, navegação e controlo, sistema de controlo de propulsão a reacção e software, e computadores. O único sistema do módulo da tripulação que não está presente nesta missão é o sistema de controlo ambiental e suporte de vida, além dos sistemas de suporte da tripulação, tais como ecrãs, assentos e escotilhas operadas pela tripulação.
O módulo de serviço da Orion é projectado para ser a «locomotiva» que fornece energia e propulsiona a cápsula no espaço. Localizado directamente abaixo do módulo da tripulação, em futuras missões irá conter a capacidade de propulsão espacial para transferência orbital, controlo de atitude e capacidade de abortagem na ascensão a elevadas altitudes. Irá também gerar energia utilizando painéis solares e armazená-la, e fornecer controlo térmico, água e ar para os astronautas até mesmo antes da reentrada atmosférica quando se separa do módulo da tripulação.
No entanto, como a missão EFT-1 não transporta tripulantes, estas funções não são necessárias nesta missão. Assim, o módulo de serviço utilizado foi construído pela Lockheed Martin para fornecer uma representação estrutural do módulo de serviço. O módulo de serviço será futuramente fornecido pela Agência Espacial Europeia. No entanto o módulo de serviço da missão EFT-1 inclui os componentes de arrefecimento, simuladores de massa e instrumentação necessária para registar vários parâmetros importantes para o desenvolvimento do veículo, bem como o mecanismo de separação do módulo da tripulação.
Adicionalmente, o módulo de serviço neste e em futuros voos será necessário para suportar a massa do módulo da tripulação e do sistema de abortagem durante as forças extremas originadas durante o lançamento. O módulo da tripulação e o sistema de abortagem têm uma massa conjunta no lançamento de cerca de 17.000 kg e essa carga é multiplicada pelas forças exercidas no veículo espacial durante a ascensão. Para suportar o peso e proteger o módulo de serviço do calor, vento e efeitos acústicos que irá sentir no lançamento, três painéis de carenagem de 4,0 x 4,3 metros envolvem a estrutura inferior do módulo de serviço.
O trabalho da carenagem é feito é seis minutos após o lançamento, e cada um destes painéis pesa mais de 450 kg. Assim, em vez de os transportar em todo o voo, os painéis são ejectados após se atingir uma altitude de 171.000 metros. Para tal que seja possível, existem seis pontos quebráveis e seis parafusos explosivos que são utilizados para ligar os painéis uns aos outros. Numa sequência cuidadosa, as juntas entre os painéis são separadas e os parafusos accionados, e uma vez que todos os dispositivos pirotécnicos sejam activados, seis conjuntos de molas empurram os painéis, expondo assim o módulo de serviço na sua viagem pelo espaço.
O foguetão Delta-IV
O foguetão Delta-IV foi o segundo veículo lançador do programa EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle) lançado pela Força Aérea dos Estados Unidos para o desenvolvimento de novos foguetões. Este veículo baseia-se numa secção central comum CBC (Common Booster Core) a várias versões do lançador: Delta-IV Small, Delta-IV Medium, Delta-IV Medium+(4.2), Delta-IV Medium+(5.2), Delta-IV Medium+(5.4) e Delta-IV Heavy. O desenvolvimento da versão Delta-IV Small foi entretanto cancelado.
O Delta-IV Medium é um lançador a dois estágios com um peso bruto de 249.500 kg, desenvolvendo 295.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 63,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com uma diâmetro de 4,0 metros) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 8.600 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 4.210 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
O Delta-IV Medium+(4.2) é um modelo básico Delta-IV Medium auxiliado por dois propulsores laterais a combustível sólido. Tem um peso bruto de 292.732 kg, desenvolvendo 426.570 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 66,2 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com uma diâmetro de 4,0 metros) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 11.700 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 5.845 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Esta foi a primeira versão utilizada do Delta-4.
O Delta-IV Medium+(5.2) é um modelo básico Delta-IV Medium auxiliado por dois propulsores laterais a combustível sólido, mas possuindo uma ogiva de protecção de carga com 5,0 metros de diâmetro. Tem um peso bruto de 292.732 kg, desenvolvendo 426.570 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 10.300 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 4.640 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
O Delta-IV Medium+(5.4) é um modelo semelhante Delta-IV Medium+(5.2), mas auxiliado por quatro propulsores laterais a combustível sólido. Tem um peso bruto de 404.600 kg, desenvolvendo 598.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 13.600 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 6.565 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
Finalmente, o Delta-IV Heavy tem um peso bruto de 733.400 kg, desenvolvendo 884.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 70,7 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 25.800 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 13.130 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
O CBC é comum a todas as versões do Delta-4. Na base deste estágio encontra-se a secção do motor RS-68 seguido pelo tanque de hidrogénio líquido que ocupa dois terços do CBC e que é identificável desde o exterior devido à protecção térmica exercida por uma cobertura de espuma cor de laranja. Entre o tanque de hidrogénio líquido e o tanque de oxigénio líquido encontra-se o corpo central do primeiro estágio e identificável por uma banda branca logo acima da protecção do tanque de hidrogénio. O tanque de oxigénio líquido encontra-se na parte superior do primeiro estágio e é também identificável por uma cobertura em espuma cor de laranja. Como curiosidade é de referir que a Boeing tentou pintar a cobertura de espuma cor de laranja com a cor azul (“Delta Blue”) normalmente associada à herança dos lançadores Delta. Porém, os resultados não foram muito satisfatórios e decidiu-se não se gastar muito tempo nesta pequena questão. No entanto no futuro a Boeing irá se debruçar sobre esta questão tentando dar aos Delta-4 a cor que caracteriza os seus antecessores.
De forma a obter um impulso adicional durante a fase inicial do voo, os modelos Delta-IV Medium+ utilizam combinações de dois ou quatro propulsores laterais de combustível sólido. Acoplados ao primeiro estágio, estes motores são apresentados pela Alliant Techsystems como sendo de terceira geração, os seus motores são fabricados em epóxi-grafite e representam um avanço em relação aos propulsores utilizados nos Delta-2 e Delta-3. Estes motores são denominados GEM-60 pois têm 60 polegadas de diâmetro (1,52 metros). Estes propulsores têm a particularidade de possuir tubeiras que podem ser fixas ou então ser capazes de serem orientadas aumentando assim a sua eficiência.
A parte superior do Delta-IV pode variar consoante as versões. Para o Delta-IV Medium e Delta-IV Medium+ (4.2), um adaptador interestágio é utilizado para ligar fisicamente o primeiro estágio e o segundo estágio do lançador. As restantes duas versões do Delta-IV Medium+ e o Delta-IV Heavy utilizam um interestágio semelhante a um cilindro.
O segundo estágio do Delta-4 foi utilizado por três vezes no Delta-3, no entanto no seu primeiro voo em 27 de Agosto de 1998 o veículo explodiu antes da ignição do último estágio. Na segunda missão do Delta-3 em 5 de Maio de 1999 o segundo estágio não executou uma segunda ignição como estava programado deixando numa órbita inútil o satélite de comunicações Orion-3 (25727 1999-024A). No terceiro lançamento do Delta-3 a 23 de Agosto de 2000 , o estágio superior funcionou sem qualquer problema.
A versão do segundo estágio utilizado no Delta-IV é quase idêntica à versão utilizada no Delta-3. O motor RL-10B-2, o seu módulo de equipamento e o tanque de oxigénio líquido estão colocados na zona interestágio durante o lançamento e fica exposta após a separação do primeiro estágio, Enquanto que o Delta-4 permanece na plataforma de lançamento, a zona que alberga o tanque de hidrogénio líquido do segundo estágio é identificável através da presença de uma banda cor de laranja. No total o estágio transporta 20.412,00 kg de propolente que permite um funcionamento de aproximadamente 14 minutos através de duas ignições caso se trate de uma missão para colocar um satélite em órbita geossíncrona.
O último estágio pode ver o seu diâmetro aumentado para 5 metros caso se trate das versões Medium+(5.2), Medium+(5.4) ou Heavy. Este aumento de diâmetro tem como objectivo aumentar a capacidade de transporte de propolente. O tanque de oxigénio é aumentado em meio metro no seu comprimento e o tanque de hidrogénio passa dos normais 4,0 metros de diâmetro para 5,0 metros de diâmetro. O total de combustível é aumentado para 27.216 kg, permitindo assim um aumento de aproximadamente 5 minutos no tempo de queima.
O motor RL-10B-2 utilizado no último estágio dos Delta-IV tem a maior tubeira em carbono-carbono extensível. Esta tubeira coloca-se em posição após a separação do primeiro estágio. Este motor tem uma vida útil de 3.500 s e pode ser accionado até 15 vezes, incluindo os testes no solo.
Por fim, no topo do foguetão, situa-se a ogiva de protecção e o dispositivo de fixação da carga. As ogivas são fabricadas em materiais compósitos e podem ter 4,0 ou 5,0 metros de diâmetro. Pode ainda ser utilizada uma ogiva fabricada em alumínio e já utilizada nos foguetões Titan-4. Os foguetões Delta-4 são fabricados nas instalações da Boeing em Decatur, Alabama.
O motor RS-68 representa uma evolução em sistemas de propulsão dos Estados Unidos e é o primeiro motor de combustível líquido totalmente desenvolvido neste país desde os SSME que propulsionam os vaivéns espaciais e que foi desenvolvido na década de 70.
Desenvolvido entre 1997 e 2002, o RS-68 é o maior motor de hidrogénio líquido disponível em todo o mundo, no entanto o seu desenho é extremamente simples e os custos de produção são relativamente baixos.
Em comparação com os SSME, o tempo de desenvolvimento do RS-68 foi diminuído em metade, o número de peças reduzido em 80%, o trabalho manual reduzido em 92% e os custos reduzidos num factor de 5. A construção do motor é feita na sua maior parte por maquinaria automática. Em vez de se possuir um motor constituído por um grande número de peças, o motor é feito a partir de uma peça de metal sólida aumentando assim a sua fiabilidade.
O motor tem onze componentes principais, incluindo a câmara de combustão, turbo-bombas individuais de oxigénio e hidrogénio líquido, suporte de suspensão do motor, mecanismo de injecção, gerador de gás, dissipador de calor e condutas de exaustão e combustível. O motor possui uma câmara de combustão arrefecida por regeneração que faz com que o motor funciona num ciclo onde uma pequena câmara de combustão faz accionar as turbinas, utilizando de forma eficiente os gases provenientes da turbo-bomba de hidrogénio líquido.
As diferentes configurações da família de foguetões Delta-IV são definidas utilizando um sistema de códigos que utiliza quatro dígitos e uma letra opcional após o quarto dígito. O primeiro dígito designa a configuração básica do veículo, isto é ‘4’ que significa o núcleo do lançador composto pelo Delta-IV LOX/LH2. O número de propulsores laterais de combustível sólido GEM-60 é designado pelo segundo dígito que pode ter os valores de ‘0’, ‘2’ ou ‘4’. O terceiro dígito pode ter os valores de ‘4’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 4,0 metros, ou ‘5’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 5,0 metros. Finalmente, o quarto dígito representa o terceiro estágio e que pode ter os números ‘0’, que indica que o foguetão não tem terceiro estágio, ‘3’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-3 de propolente sólido, ‘4’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-4 de propolente sólido, ‘5’, que indica a presença de um motor Star-48D / PAM-D de propolente sólido , e ‘6’, que indica a presença de um motor Star-37FM de propolente sólido. Após o quarto dígito podemos ter a letra opcional ‘H’ que indica a configuração ‘Heavy’ na qual dois CBC laterais suplementam o CBC central.
Ainda podemos ter mais um número no código que é indicativo da carenagem que está a ser utilizada. Para os foguetões Delta-2 este número indica o diâmetro da carenagem em pés. Para os foguetões Delta-3 e Delta-4 este número indica o comprimento da carenagem em metros.
As plataforma de lançamento do Delta-IV
Os foguetões Delta-IV podem ser lançador desde Cabo Canaveral, Florida, ou desde a Base Aérea de Vandenberg, Califórnia.
No Cabo Canaveral (imagem ao lado) os Delta-IV utilizam o SLC-34 (Space Launch Complex-34) equipado com duas plataformas A e B. O SLC-34 (pronuncia-se “slick”) foi construído em 1962 e primeiramente utilizado para o lançamento dos foguetões Saturn-I e Saturn-IB entre Janeiro de 1963 e Outubro de 1968, tendo sido utilizado para oito missões do lançador Saturno. As operações no SLC-37 terminaram em 1971. Em 1995 decidiu-se utilizar este complexo para o lançamento dos novos Delta-4 e iniciou-se uma reconstrução, pela empresa Raytheon Engineers & Constructors, com a introdução de uma nova torre de serviço e uma plataforma hidráulica de erecção do CBC, bem como zonas de armazenamento de hidrogénio e oxigénio líquido e respectivo sistema de abastecimento.
Os lançamentos desde a Base Aérea de Vandenberg são realizados a partir do misterioso SLC-6 que muitos pensam encontrar-se amaldiçoado. Construído em 1966, nenhuma missão espacial lançada a partir do SLC-6 foi bem sucedida. Projectos cancelados, má gestão, lançamentos falhados e magia negra índia, têm em comum o SLC-6 dando origem à lenda do SLC-6.
Em 1966 o que até então era um vale tranquilo na zona Base Aérea de Vandenberg, foi transformado num novo complexo de lançamentos espaciais para a Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) e para o seu poderoso Titan-3M. Este lançador teria como função colocar em órbita a nova estação espacial militar do Departamento de Defesa americano (DoD), MOL (Manned Orbiting Laboratory). A MOL era constituída por uma cápsula Gemini modificada acoplada a uma secção cilíndrica que seria colocada em órbita polar para levar a cabo missões de espionagem clandestinas com a duração de um mês. Os prazos de construção da SLC-6 era extremamente apertados pois a USAF pretendia levar a cabo o primeiro lançamento em 1968. Para a construção da SLC-6 a USAF necessitava de uma área maior na Base de Vandenberg e 20.000 hectares pertencentes à Marinha dos Estados Unidos, e que eram adjacentes às novas instalações, foram transferidos para a USAF. Ainda mais 15.000 hectares pertencentes a um rancho denominado Sudden Ranch foram expropriados a seus donos. Os preparativos para a construção da SLC-6 no Sudden Ranch foram iniciados a 12 de Março de 1966.
No entanto, e durante os primeiros trabalhos de escavação levados a cabo na área onde se iria construir a plataforma de lançamento, foram descobertos vestígios da antiga ocupação dos índios Chumash e segundo alguns membros ainda restantes dessa tribo foram destruídas algumas sepulturas pondo-se a descoberto centenas de ossadas humanas e artefactos índios. Primeiros habitantes de Vandenberg, a tribo Chumash ocupava toda a área na base de um chaparral situado nas encostas das Montanhas de Santa Ynez. A tribo considerava a construção do novo complexo como uma violação de solo sagrado e por várias vezes pediram à USAF a suspensão dos trabalhos de construção de forma a poderem examinar as ossadas e os artefactos encontrados. A USAF, sob pressão imposta pelos prazos a que a Guerra-fria obrigava, recusou suspender as obras de construção do SLC-6. Segundo a lenda, os anciãos da tribo Chumash lançaram uma maldição sobre o SLC-6 e sobre tudo o que seria lançado desde a nova plataforma.
Em meados de 1969 os trabalhos de construção do SLC-6 estavam quase terminados, no entanto o programa do MOL estava atrasado e o seu primeiro lançamento havia sido adiado para 1972. Algumas semanas antes da missão Apollo-11, o Presidente Richard Nixon acabaria por cancelar todo o programa baseado nos seus custos elevados e numerosos adiamentos. Por outro lado, o desenvolvimento de satélites espiões não tripulados havia já atingido muitos dos objectivos a que o MOL se propunha.
Não havia missão para o SLC-6 que havia custado biliões de dólares e que incluía uma torre de serviço com 32 andares de altura, a MST (Mobile Service Tower). O complexo acabaria por ser abandonado. No entanto em 1984, o SLC-6 parecia ganhar uma nova vida e de novo para um programa tripulado do DoD. As equipas de construção trabalhavam a todo o vapor para preparar o SLC-6 para as missões militares do vaivém espacial. A USAF havia decidido reactivar e modificar o SLC-6 de forma a poupar 100 milhões de dólares num programa de modificação da estrutura. Devido à sua localização geográfica, rodeado de montanhas e com o Oceano Pacífico mesmo em frente, o SLC-6 era o local ideal para lançar o vaivém espacial em missões militares em órbitas polares.
Os planos da USAF previam que o vaivém espacial fosse montado ao tanque exterior de combustível líquido e aos dois propulsores laterais de combustível sólido, no exterior sem qualquer protecção contra os elementos apesar dos protestos da NASA que indicava que as medidas de tolerância para tais actividades não seriam respeitadas devido às condições atmosféricas do local. A USAF pretendia modificar a MST construída para o MOL enquanto levava a cabo a construção da nova PPF (Payload Processing Facility). A PPF seria composta pelo PPR (Payload Preparation Room) e pela PCR (Payload Changeout Room). Guindastes instalados em ambas as estruturas levantariam os diferentes componentes do vaivém espacial, que seriam montados numa plataforma móvel. De salientar que os primeiros vaivéns montados no interior do VAB (Vehicle Assembly Building) no KSC mostraram que a preocupação da NASA acerca dos limites de tolerância para estas operações, tinha razão de ser. As especificações impostas pela USAF nem se aproximavam dos valores precisos que eram necessários para estas operações, e o pior era que a USAF planeava montar os diferentes componentes do vaivém ao ar livre e sem qualquer protecção contra o imprevisível tempo de Vandenberg. Em última análise a USAF foi obrigada a concordar com os limites impostos pela NASA e então decidiu-se pela construção do SAB (Shuttle Assembly Building) orçamentado em 40 milhões de dólares. Um abrigo móvel foi adicionado aos planos de reconstrução do SLC-6 e o preço original acabou por duplicar para 79,5 milhões de dólares.
Infelizmente esta era a ponta do icebergue dos problemas que afligiam o SLC-6. A zona onde o complexo está localizado é uma das áreas onde a probabilidade de ocorrência de nevoeiro é a mais elevada nos Estados Unidos. A previsão de formação de gelo no tanque exterior de combustível líquido é muito mais elevada do que nos piores meses de inverno na Florida e em consequência disso a USAF decidiu construir duas estruturas de cimento contendo condutas de ar quente dirigidas para o tanque de combustível e que os engenheiros esperavam evitar a formação de gelo no tanque. Após terem sido gastos mais de 13 milhões de dólares em todo o sistema para evitar a formação de gelo sobre o tanque de combustível, a USAF admitiu que não teria a certeza que o sistema iria impedir a formação de gelo.
A data de lançamento da primeira missão militar desde a SLC-6 foi adiada de 1984 para 1985 e posteriormente para 1986. O complexo estava coberto de problemas, uns não muito graves, mas outros tão sérios que a hipótese de o vaivém espacial explodir no lançamento e destruir todas as instalações era real. Testemunhos posteriores no Congresso dos Estados Unidos vieram a revelar que mais de oito mil soldagens na plataforma de lançamento se encontravam de tal forma deficientes que não aguentariam o lançamento do vaivém, tendo sido encontradas tubagens quebradas e deliberadamente cortadas, e válvulas críticas encontravam-se entupidas com desperdícios. Investigações levadas a cabo pela USAF mostraram que as soldagens defeituosas haviam passado despercebidas por mais de um ano e que não existia qualquer controlo de qualidade sobre o trabalho realizado. Muitos previam que só se iria assistir a um lançamento do vaivém desde Vandenberg, porque a plataforma iria colapsar durante o lançamento. Uma reportagem levada a cabo em 1984 pela NBC, previa que existia uma hipótese em cinco de que o vaivém espacial iria explodir durante um lançamento desde a Base Aérea de Vandenberg. Fora ainda determinado que o hidrogénio gasoso ficaria aprisionado nas condutas destinadas a afastar os produtos da combustão dos motores principais do vaivém durante o lançamento no caso de uma abortagem na plataforma. As condutas eram as mesmas utilizadas para o Titan-3M e estendiam-se até ao sopé das montanhas adjacentes. Porém, os construtores do novo SLC-6 não tiveram em conta que o Titan-3M não utilizava o hidrogénio como combustível. Assim, a detonação acidental do hidrogénio após a abortagem na plataforma poderia destruir tanto o vaivém espacial como a própria plataforma. Além do mais, a plataforma de apoio do vaivém espacial foi considerada muito rígida e não o suficiente flexível. Em resultado as forças resultantes dos motores principais do vaivém poderiam danificar gravemente as asas do veículo.
Apesar de todas estas questões e sérios problemas, a USAF decidiu seguir em frente com a utilização do SLC-6 e em princípios de 1985 era anunciado que os trabalhos de construção do complexo haviam terminado com a colocação do equipamento de suporte no solo e com as verificações finais às instalações. A 15 de Outubro de 1985 o Presidente Ronald Reagan anunciava mais um passo importante no tão bem sucedido programa do vaivém espacial, o VSSLLC (Vandenberg Space Shuttle Launch and Landing Complex) encontrava-se pronto a ser utilizado.
A missão STS-62A, prevista para 20 de Março de 1986 e depois adiada para Julho de 1986, seria a primeira a ser lançada desde Vandenberg. O vaivém espacial Discovery seria tripulado por Robert Laurel Crippen (Comandante), Guy Spence Gardner, Jr. (Piloto), Richard Michael Mullane (Especialista de Voo 1), Jerry Lynn Ross (Especialista de Voo 2), Dale Alan Gardner (Especialista de Voo 3), Edward ‘Pete’ Aldridge (Especialista de Carga) e John Brett Watterson (Especialista de Carga). Curiosamente Robert Crippen foi pela primeira vez seleccionado para astronauta enquanto membro do corpo de astronautas da USAF escolhidos para tripular o MOL.
Os trabalhos de preparação do SLC-6 continuavam e os vaivéns iam completando as suas missões com sucesso até 28 de Janeiro de 1986 dia em que o Challenger é destruído nos céus da Florida e os voos espaciais são suspensos por quase três anos. Em vez de levar a cabo as reparações necessárias no SLC-6, e que atingiam biliões de dólares, a USAF desiste mais uma vez do voo espacial tripulado e sobre o véu da segurança as operações do vaivém espacial a partir de Vandenberg são abandonadas.
A 26 de Dezembro de 1989, o Secretário da Força Aérea dos Estados Unidos, Edward ‘Pete’ Aldridge (em tempos membro da primeira missão do vaivém a ser lançada desde a SLC-6), dá a machadada final no programa de lançamento do vaivém a partir de Vandenberg. Até então o SLC-6 havia custado mais de 8 biliões de dólares sem nunca ver um lançamento espacial.
Em princípios dos anos 90 a USAF concedeu um novo contrato para modificar o SLC-6 de forma a ser utilizado por um novo lançador, o potente Titan-4/Centaur, que era visto como um substituto do vaivém para as cargas militares secretas. Foram então atribuídos mais de 300 milhões de dólares para a reconversão do SLC-6 para que fosse utilizado para o lançamento dos maiores e mais dispendiosos satélites espiões dos Estados Unidos. Porém, a 22 de Março de 1991, a USAF mudava de ideias e terminava os planos de reconversão do SLC-6 dizendo que não havia suficientes requerimentos para lançar o Titan-4/Centaur desde a Base de Vandenberg e justificar a reconversão do complexo. O SLC-6 era novamente abandonado.
Em 1994 uma nova oportunidade surgia para o complexo. A USAF decidia ceder as suas instalações à Lockheed Martin como local de lançamento da nova família de foguetões LLV (Lockheed Launch Vehicles) Athena. Investindo milhões na recuperação do complexo, vítima de uma década de abandono, a Lockheed Martin conseguiria algo que a USAF nunca conseguira, lançar um foguetão desde o SLC-6. O lançamento dava-se às 2230UTC do dia 15 de Agosto de 1995 e o LLV-1 levava a bordo o satélite Gemstar-1/Vitasat-1, tendo como destino a órbita polar. Os festejos iniciais do lançamento depressa se transformaram numa situação de emergência quando aos três minutos de voo o LLV-1 começou a ficar descontrolado e inverteu a sua direcção dirigindo-se para o SLC-6. Os controladores do voo acabariam por accionar o mecanismo de destruição do veículo poucos segundos depois.
As causas do acidente foram determinadas e o veículo teve de ser redesenhado antes de se permitir o lançamento do próximo satélite que pertencia a NASA. O satélite Lewis (24909 1997-044A) acabaria por ser o primeiro satélite a ser colocado em órbita desde o complexo SLC-6 no dia 23 de Agosto de 1997 (0651:01UTC) por um foguetão LMLV-1 (Lockheed Martin Lauch Vehicle-1).
A maldição do SLC-6 parecia ter terminado, pelo menos até ao dia em que o satélite Lewis ficou descontrolado em órbita terrestre (27 de Agosto) e gastando todo o seu combustível de manobra. Após um mês de tentativas para controlar o satélite, o Lewis reentrava na atmosfera terrestre no dia 28 de Setembro de 1997 sobre o Oceano Atlântico e junto da costa da Antárctica.
O próximo lançamento desde o SLC-6 teria lugar a 27 de Abril de 1999. O lançamento deu-se às 1822:01UTC e tudo parecia correr bem com o foguetão Athena-2 (LM-005) até à altura em que as estações de rasteio colocadas na Antárctica e em África não conseguiram captar os sinais do satélite Ikonos-1. O satélite teria sido provavelmente destruído enquanto caia na atmosfera terrestre sobre o Pacífico Sul e nunca tendo atingido a órbita terrestre. A ogiva de protecção do Athena-2 não se separou do último estágio do lançador tendo aumentado o atrito na atmosfera e impedido o veículo de atingir a velocidade suficiente para entrar em órbita.
A ULA
A 2 de Maio de 2005 a Boeing Company e a Lockheed Martin Corporation anunciaram a intenção de formar uma empresa conjunta denominada United Launch Alliance (ULA) que juntava assim duas das mais experientes e bem sucedidas companhias que suportaram a presença americana no espaço por 50 anos. Em conjunto os lançadores Atlas (Lockheed Martin) e Delta (Boeing) transportaram mais de 850 cargas para a órbita terrestre e não só, desde satélite meteorológicos, 
de telecomunicações, veículos militares, satélites científicos e sondas interplanetárias que alargaram o nosso conhecimento do Universo. A ULA proporciona assim dois veículos capazes de proporcionar um acesso seguro, económico, fiável e eficiente ao espaço para as missões governamentais americanas, continuando assim uma tradição de apoio às iniciativas espaciais estratégicas norte-americanas com soluções de lançamento avançadas e robustas.
A equipa da ULA engloba mais de 3.800 funcionários que trabalham em locais espalhados pelos Estados Unidos. A sede da empresa está situada em Denver, Colorado, com a maior parte das actividades de engenharia e administrativas consolidadas nas instalações da Lockheed Martin Space Systems Company. As operações de integração e montagem estão localizadas nas instalações de fabrico e montagem da Boeing em Decatur, Alabama. As estruturas mecânicas do Atlas-5, fabrico da ogiva de protecção, do sistema de adaptação e montagem são levadas a cabo em Harlingen, Texas.
As instalações de lançamento utilizadas pela ULA são o SLC-17 (Plataformas A e B), SLC-37 (foguetões Delta-2 e Delta-4, respectivamente) e o SLC-41 (Atlas) no Cabo Canaveral, e SLC-2W (Delta-2), SLC-6 (Delta-4) e o SLC-3E (Atlas-5) na Base Aérea de Vandenberg.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5413
– Lançamento orbital com sucesso: 5064
– Lançamento orbital EUA: 1580
– Lançamento orbital EUA com sucesso: 1451
– Lançamento orbital desde Cabo Canaveral AFS: 697
– Lançamento orbital desde Cabo Canaveral AFS com sucesso: 641
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 – 17 (1) / 21 / 24
Plesetsk – 7 / 9 / 11
Dombarovskiy – 2 / 2 / 42
Cabo Canaveral AFS – 16 / 17 / 29
Wallops Island MARS – 3 (1) / 3 / 63
Vandenberg AFB – 3 / 4 / 2
Jiuquan – 8 / 7 / 9
Xichang – 1 / 2 / 1
Taiyuan – 4 / 6 / 6
Tanegashima – 4 / 4 / 18
Kourou – 9 / 11 / 17
Satish Dawan, SHAR – 4 / 4 / 8
Odyssey – 1 / 1 / 1
Palmachim – 1 / 1 / 1
* Valores não precisos
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 32,5% foram realizados pela Rússia; 27,3% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 15,6% pela China; 11,7% pela Arianespace; 5,2% pelo Japão, 5,2% pela Índia, 1,3% por Israel e 1,3% pela Sea Launch.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
05 Dez (2039:00) – Ariane-5ECA (VA221) – CSG Kourou, RLA3 – DirecTV-14; GSAT-16
07 Dez (0326:00) – CZ-4B Chang Zheng-4B – Taiyuan, LC9/901 – CBERS-4 (Ziyuan-1 (4))
11 Dez (????:??) – Atlas-V/541 – Vandenberg AFB, SLC-3E – NROL-35
16 Dez (0016:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (93550/99551) – Baikonur, LC81 PU-24 – Yamal-401
16 Dez (1931:00) – Falcon-9 v1.1 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Dragon SpX-5 (CRS5); AggieSat-4 (LONESTAR-2A); Bevo-2 (LONESTAR-2B); SERPENS; Flock-1d’1; Flock-1d’2