A Índia levou a cabo o seu primeiro lançamento orbital de 2019 ao colocar em órbita o satélite de observação da Terra, Microsat-R, e utilizando o quarto estágio do foguetão lançador PSLV-DL como plataforma experimental orbital.
O lançamento da missão PSLV-C44 teve lugar às 1807UTC do dia 24 de Janeiro e foi levada a cabo a partir da Plataforma de Lançamento FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
Com um azimute de lançamento de 140º desde o Centro Espacial Satish Dawan, o foguetão PSLV-DL tinha como missão largar o satélite Microsat-R a uma altitude de 274,12 km, numa órbita com uma inclinação de 96,567º em relação ao equador terrestre. Após a separação do Microsat-R, o estágio PS4 é colocado numa órbita com uma altitude média de 450 km e inclinação orbital de 98,767º, estabelecendo-se como uma plataforma orbital contendo a carga Kalamsat-v2.
Lançamento
O lançamento da missão PSLV-C44 iniciou-se com a ignição do primeiro estágio a T=0s, seguindo-se a T+0,42s a ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido. A separação destes dois propulsores tem lugar a T+1m 9,90s, seguindo-se a separação do primeiro estágio a T+1m 49,58s a uma altitude de 59,08 km e a uma velocidade inercial de 1,87 km/s. A ignição do segundo estágio ocorre quase de imediato (T+1m 49,78s). A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+2m 48,58s a uma altitude de 115,75 km e com o veículo a viajar a uma velocidade de 2,38 km/s.
O final da queima e separação do segundo estágio ocorre a T+4m 22,12s e a ignição do terceiro estágio ocorre a T+4m 23,32s a uma altitude de 188,55 km e a uma velocidade de 4,05 km/s. O final da queima e separação do terceiro estágio ocorre a T+8m 7,72s, a uma altitude de 273,91 km e a uma velocidade de 6,53 km/s.
A ignição do quarto estágio inicia-se a T+8m 18,12s e termina a T+12m 46,56s. O conjunto encontra-se a uma altitude de 277,29 km e a viajar a uma velocidade de 7,74 km/s.
A separação do satélite Microsat-R ocorre a T+13m 33,56s.
Os satélites Microsat-R e Kalamsat-v2
O satélite Microsat-R tem uma massa de 740 kg e foi construído para a Organização de Desenvolvimento e Pesquisa de Defesa Militar da Índia (DRDO). É um satélite de observação da Terra, mas desconhecem-se características mais específicas.
O Kalamsat-v2 é um satélite de avaliação tecnológica e de comunicação amador baseado no último estágio do foguetão lançador PSLV-DL. A missão PSLV-C44 utiliza uma versão modificada do estágio PS4 que permitirá que sirva como uma plataforma a longo prazo em órbita para a realização de experiências. Nesta missão, a carga útil a bordo do PS4 (PSLV-C44) é um conjunto de experiências denominado Kalamsat-v2 desenvolvidas por estudantes.
A bordo também seguiu uma carga de comunicações de rádio amadores que foi desenvolvido pelo Space Kidz. A carga útil é alimentada por bateria e estará activa apenas por algumas órbitas para realizar a transmissão de dados. Uma versão anterior desta carga foi transportada num voo suborbital de um foguetão-sonda da NASA como uma carga útil no modelo femto-satélite de apenas 0,1 kg.
O foguetão PSLV
Na missão PSLV-C44 deu-se a primeira utilização da versão PSLV-DL.
O foguetão PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) foi desenhado e desenvolvido pelo ISRO para colocar em órbita polar sincronizada com o Sol, satélites com um peso máximo de 1.000 kg da classe IRS. Segundo dados fornecidos pelo ISRO, desde o seu primeiro voo em Outubro de 1994 a capacidade do PSLV foi aumentada de 850 kg para os actuais 1.400 kg para uma órbita sincronizada com o Sol a 820 km de altitude. O lançador demonstrou também uma capacidade múltipla no lançamento de diferentes satélites.
O PSLV foi desenvolvido no Centro Espacial Vikram Sarabhai, Thiruvananthapuram. O sistema de inércia foi desenvolvido pela unidade IISU (ISRO Inertial Systems Unit), localizado também em Thiruvananthapuram. O Centro de Sistemas de Propulsão Líquida desenvolveu os estágios de propulsão líquida bem como os sistemas de controlo de reacção. O Centro Espacial Satish Dawan, SHAR, processa os motores de combustível sólido e leva a cabo as operações do lançamento.
A melhoria das capacidades do PSLV foi conseguida através de vários meios: aumento da capacidade de carga de propolente no primeiro, segundo e quarto; melhoria na performance do motor do terceiro estágio ao se optimizar o motor e a carga de combustível; e introdução de um adaptador de carga de material compósito carbónico. A sequência de ignição dos propulsores laterais foi também alterada. Anteriormente dois dos propulsores entravam em ignição na plataforma de lançamento e os restantes quatro entravam em ignição com o veículo á em voo. Esta sequência foi alterada, entrando em ignição no solo quatro propulsores e os restantes dois entram em ignição com o veículo já em voo.
De forma geral, o PSLV tem uma altura de 44,4 metros, um diâmetro base de 2,8 metros e um peso de 294.000 kg. O PSLV é um lançador a quatro estágios, sendo o segundo e o quarto estágios a combustível líquido e os restantes a combustível sólido. O PSLV é capaz de colocar 3.700 kg numa órbita terrestre baixa a 200 km de altitude com uma inclinação de 49,5º em relação ao equador terrestre ou então 800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
A imagem mostra as características do PSLV-C44.
O primeiro estágio PS1 é um dos maiores estágios a combustível sólido actualmente existente, transportando 138.000 kg de HTPB (Hydroxyl Terminated Poly Butadiene). Tem um peso bruto de 210.000 kg (138.000 kg referentes ao corpo central juntamente com 72.000 kg referentes a seis propulsores laterais PSOM-XL com uma massa de 12.000 kg cada um) e desenvolve uma força de 4.787 kN no lançamento, tendo um Ies de 269 s (Ies-nm de 237 s) e um Tq de 102 s (os propulsores laterais de combustível sólido tem um Tq de 49 s). O seu comprimento total é de 20,3 metros e o seu diâmetro é de 2,8 metros, com os propulsores laterais a terem um diâmetro de 1,0 metros e um comprimento de 12,4 metros. Em torno do primeiro estágio estão colocados seis propulsores de combustível sólido. Destes seis propulsores, quatro entram em ignição no momento T=0, aumentando a força inicial do primeiro estágio.
O segundo estágio PS2 emprega o motor Vikas, desenvolvido pela Índia, e transporta 40.000 kg de UDMH e N2O4. Tem um comprimento de 12,8 metros, um diâmetro de 2,8 metros e é capaz de desenvolver 804 kN no lançamento, tendo um Ies de 293 s e um Tq de 148 s. Este segundo estágio tem um peso bruto de 45.800 kg e um peso de 5.300 kg sem combustível.
O terceiro estágio PS3 utiliza combustível sólido. Tem um comprimento de 3,6 metros e um diâmetro de 2,0 metros, sendo capaz de desenvolver 242 kN no lançamento, tendo um Ies de 294 s e um Tq de 110 s. Tem um peso bruto de 8.400 kg, pesando 1.100 kg sem combustível. O compartimento do motor é fabricado à base de fibra de poliaramida.
O quarto estágio PS4 utiliza dois motores de combustível líquido que consomem MMH (Mono Metil Hidrazina) e MON (Mixed Oxides of Nitrogen). Tem um comprimento de 2,9 metros e um diâmetro de 2,8 metros, atingindo uma envergadura de 2,0 metros e sendo capaz de desenvolver 7,3 x 2 kN no lançamento (Ies de 308 s; Tq de 515 s). Tem um peso bruto de 2.920 kg, pesando 920 kg sem combustível.
A carenagem de protecção dos satélites tem um diâmetro base de 3,2 metros, podendo no entanto ser utilizadas outras variantes desta carenagem.
O primeiro lançamento do PSLV (PSLV-D1) teve lugar a 20 de Setembro de 1993 (0512UTC) e acabou num fracasso (1993-F03), falhando a colocação em órbita do satélite IRS-1E. A primeira missão com sucesso teve lugar a 15 de Outubro de 1994 (0505UTC) quando o foguetão PSLV-D2 colocou em órbita o satélite IRS-P2 (23323 1994-068A).
O PSLV utiliza um grande número de sistemas auxiliares para a separação dos estágios, separação da ogiva de protecção, etc. Estes sistemas estão divididos pelos diferentes estágios: no 1º Estágio, o sistema SITVC (Secondary Injection Thrust Vector Control) é utilizado para controlo de translação, além de motores de reacção para controlo da rotação; no 2º Estágio é feita a movimentação do motor para controlo de translação e motor de controlo da rotação;
no 3º Estágio é utilizado um escape (tubeira) flexível para controlo de translação e um sistema de controlo de reacção PS-4 para controlo da rotação; no 4º Estágio é feita a movimentação do motor para controlo de translação e sistema de controlo de reacção reactivável para controlo de atitude.
O sistema de navegação inercial localizado no compartimento de equipamento no topo do quarto estágio guia o lançador desde o seu lançamento até à injecção do satélite em órbita. O veículo possui instrumentação para monitorizar a sua performance durante o voo. O sistema de detecção fornece informação em tempo real sobre o desempenho do veículo permitindo uma segurança do voo e permite a determinação da órbita preliminar na qual o satélite é colocado.
A versão PSLV-CA (CA – Core Alone) foi desenvolvida a partir da versão standard do lançador PSLV-C e é seleccionada tendo em conta o peso das cargas a ser colocadas em órbita. Esta versão tem uma massa de 230.000 kg no lançamento.
Por seu lado, a versão PSLV-DL utilizado os estágios standard auxiliados por apenas dois propulsores laterais de combustível sólido.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
A partir de 2019 os lançamentos da SpaceX estão contabilizados nos lançamentos dos Estados Unidos. O total de lançamentos orbitais tem por base os dados conhecidos até ao momento sobre as actividades secretas tanto de Israel, como da Coreia do Norte e do Irão.
– Lançamento orbital: 5811
– Lançamento orbital Índia: 69 (1,19%)
– Lançamento orbital desde Satish Sawan: 70 (1,19% – 100,00%)
Os quadro seguinte mostra os lançamentos previstos e realizados em 2019 por polígono de lançamento.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
5812 – 05 Fev (2101:07) – Ariane-5ECA (VA247) – CSG Kourou, ELA3 – HS4-SGS1 (Hellas-Sat-4 / SaudiGeoSat-1), GSat-31
5813 – 07 Fev (1647:XX) – 14A14-1B Soyuz-2.1b/Fregat-M – Baikonur, LC31 PU-6 – EgyptSat-A (MisrSat-A)
5814 – 16 Fev (1600:00) – Falcon-9 (B1051.1) – CE Kennedy, LC-39A – Crew Dragon (SpX-DM1)
5815 – 19 Fev (2137:XX) – 372RN21B Soyuz-ST-B/Fregat-MT (VS21/?????/M133-15) – OneWeb-1, OneWeb-2, OneWeb-3, OneWeb-4, OneWeb-5, OneWeb-6
5816 – 19 Fev (2359:XX) – Falcon-9 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Nusantara Satu (PSN-6 – Pasifik Satelit Nusantara 6), Beresheet (Genesis, SpaceIL Sparrow), Spaceflight GTO-1