A Rússia levou a cabo o lançamento da missão Exobiology on Mars – 2016 (ExoMars-2016) às 09:31:41,981UTC do dia 14 de Março de 2016 utilizando o foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (5115390138 93560/99560) lançado a partir da Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão. A janela de lançamento decorria até 25 de Março de 2016. A ExoMars deverá entrar em órbita de Marte a 19 de Outubro de 2016, após uma viagem de sete meses.
A separação da ExoMars-2016 teve lugar às 20:12:45UTC e os sinais da sonda a indicar que tudo estava em ordem foram recebidos às 21:30UTC.
A missão ExoMars é uma colaboração entre a Agência Espacial Europeia (ESA) e a agência espacial Russa, Corporação Estatal Roscosmos, e é composta por duas missões: a Trace Gas Orbiter (TGO), lançada a 14 de Março, e uma missão de superfície composta por um veículo de descida e um rover cujo lançamento está previsto para 2018. Um terceiro veículo, o Entry Demonstrator Module (EDM), ou Schiaparelli, acompanha o TGO. Sendo uma missão de demonstração tecnológica, o Schiaparelli tem como função fornecer à ESA e à Roscosmos, a experiência na descida para a superfície de Marte e testar o sistema de descida antes da verdadeira missão em 2018.
O objectivo do programa ExoMars é o de estudar o planeta Marte em busca de evidências de vida presente ou passada. A ESA também vê o programa como uma antecâmara de futuras missões para a recolha e transporte para a Terra de amostras da superfície marciana. O programa foi originalmente projectado como uma missão de bandeira da ESA ao abrigo do Programa Aurora e composta somente por um veículo robotizado de superfície. O veículo orbita, foi adicionado ao programa mais tarde. A NASA envolveu-se no projecto, tornando-se um projecto conjunto entre europeus e norte-americanos, porém acabariam por sair em 2011. O envolvimento da Rússia no projecto surge após a saída dos Estados Unidos e a sua contribuição situa-se ao nível de equipamentos para os veículos de descida e o lançamento das duas missões utilizando foguetões 8K82KM Proton-M/Briz-M.
O ExoMars Trace Gas Orbiter transporta um conjunto de quatro instrumentos para estudar a superfície e a atmosfera de Marte. A carga Nadir and Occultation for Mars Discovery (NOMAD) é composta por um espectroscópio ultravioleta e um par de espectroscópios de infravermelhos que serão utilizados para estudar a composição da atmosfera marciana com um alto grau de sensibilidade.
O Atmospheric Chemistry Suite (ACS) é composto por três espectrómetros de infravermelhos adicionais: o ACS-NIR, ACS-MIR e o ACS-TIR, que serão utilizados para estudar a estrutura e a fotoquímica da atmosfera ao observar a luz solar ocultada pela atmosfera ou reflectida da superfície. O ACS-NIR e o ACS-MIR são espectrómetros Echelle que operam no infravermelho próximo e médio. O ACS-TIR é um espectrómetro de Fourier de dois canais.
O sistema de observação Colour and Stereo Surface Imaging System (CaSSIS) deverá fornecer imagens de alta-resolução a cores e estereoscópicas da superfície para serem comparadas com informação obtidas a partir dos espectróscópios e para fornecer contexto para as medições efectuadas. O sistema de observação tem uma resolução de 5 metros por pixel.
O Fine Resolution Epithermal Neutron Detector (FREND) é um detector de neutrões que será utilizado para identificar e mapear o hidrogénio na superfície e sub-superfície até uma profundidade de 1 metro.
O estudo da atmosfera de Marte irá permitir aos cientistas tirar conclusões acerca dos gases que podem ser subprodutos de vida potencial na superfície. Os espectrómetros permitem à missão elaborar um perfil detalhado dos gases na atmosfera, e detectar quantidades e registar alterações ao longo do tempo, que possam ser resultado de variações sazonais de processos em curso. Um foco particular da missão é o metano, que sido observado na atmosfera de forma intermitente. Os cientistas sugerem que a natureza intermitente destas observações sugere que o gás ainda está a ser produzido e um dos objectivos chave da ExoMars é o determinar se a sua origem está num processo biológico ou geológico.
O módulo de descida Schiaparelli irá servir primariamente como demonstrador tecnológico, e foi somente projectado para funcionar durante quatro dias antes de esgotar a sua fonte de energia. As suas baterias não são recarregáveis, limitando assim o tempo de vida do veículo.
O conjunto de instrumentos Atmospheric Mars Entry and Landing Investigation and Analysis (AMELIA) irá servir para recolher dados sobre a trajectória do veículo e sobre as condições atmosféricas durante a descida, permitindo a elaboração de um modelo relacionado com as suas condições de descida. Por seu lado, o conjunto de instrumentos Combined Aerothermal and Radiometer Sensors Instrument Package (COMARS+) é composto por três módulos de sensores e um radiómetro montado no escudo aerodinâmico do veículo. Durante a descida irá registar a pressão, temperatura e fluxo de calor sobre o veículo.
A Descent Camera (DECA), que foi originalmente construída como modelo suplente para o satélite de astronomia Herschell, irá fornecer imagens do local de descida à medida que o módulo Schiaparelli se dirige para a superfície, permitindo a elaboração de uma topografia tridimensional.
Na superfície, o Dust Characterisation, Risk Assessment, and Environment Analyser on the Martian Surface (DREAMS) irá obter leituras da temperatura, pressão, humidade, velocidade do vento, electrificação atmosférica e irradiância solar, até as baterias se esgotarem. O Instrument for Landing – Roving Laser Retroreflector Investigations (INRRI) é um retrorreflector laser que será utilizado para permitir que o veículo em órbita faça determinações precisas da localização do Schiaparelli.
Características técnicas do lançamento
O lançamento da missão ExoMars-2016 utilizou um foguetão 8K82KM Proton-M com características melhoradas de massa-energia (Fase III) e um estágio superior 11S43 Briz-M com características melhoradas de massa-energia (Fase III). Foi utilizada uma carenagem 14S75 com características melhoradas de massa-energia (Fase III). O lançamento foi realizado a partir do Complexo de Lançamento 8P882K-4F ‘PU-39’ (8П882К-4Ф ‘ПУ № 39‘).
Lançamento
O lançamento da ExoMars-2016 seguiu os procedimentos usuais para o lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M com o veículo a ser transportado para a Plataforma de Lançamento PU-39 a 11 de M de 2016.
A cerca de T-11h 30m tem lugar a activação do equipamento de teste e de suporte de solo relacionado com o sistema de orientação, navegação e controlo do estágio superior Briz-M. A decisão de prosseguir com o lançamento é tomada cerca de oito horas antes da hora prevista para a ignição e é tomada pelo Comissão Intergovernamental. Nesta altura, a plataforma de lançamento é evacuada de todo o pessoal que não é essencial para as operações. A T-1h 10m dá-se a activação do equipamento de teste e de suporte de solo relacionado com o sistema de orientação, navegação e controlo do foguetão Proton-M e o início do abastecimento dos três estágios inferiores ocorre a T-6h (03:31UTC). A T-5h, começam as actividades da contagem decrescente. A plataforma de lançamento é reaberta a T-2h 30m para as operações finais de encerramento do lançador. Pelas T-2h todo o pessoal técnico deve encontrar-se nas suas posições finais para o lançamento.
A torre móvel de serviço começa a ser deslocada para a sua posição de lançamento a T-1h. As actividades finais da contagem decrescente têm início a T-45m. O sinal do sistema de propulsão é gerado pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador. As unidades do sistema remoto da contagem decrescente são sincronizadas com o relógio principal da contagem decrescente. O sistema de abortagem é armado a T-35m (uma luz verde no painel de controlo indica que o sistema de finalização de voo está pronto). Duas unidades redundantes na unidade de abortagem de lançamento são sincronizadas com o relógio da contagem decrescente (nesta altura o interruptor da unidade de abortagem está activo).
A ExoMars-2016 começou a utilizar as suas baterias internas para o fornecimento de energia às 09:11UTC (T-20m). A T-10m o cliente indica de forma verbal a prontidão para o lançamento. Esta indicação é transmitida através da rede da contagem decrescente que interliga os vários intervenientes na actividade.
O sinal de comando de T-300s é enviado pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador para o equipamento semelhante no estágio Briz-M para sincronizar a hora de lançamento. Entretanto o Briz-M inicia a sua transferência para o fornecimento interno de energia. A T-2m o equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador começa a transferência para o fornecimento interno de energia (para os três estágios inferiores), enquanto que o estágio Briz-M finaliza este procedimento iniciado anteriormente. Um sinal é enviado pelo Briz-M para o lançador indicando a sua prontidão para o lançamento.
A activação da giro-plataforma teve lugar a T-5,0s e as verificações finais são feitas a T-3,1s pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador (verificando a prontidão do lançador, do estágio superior e da sua carga). Se todos os componentes do sistema estiverem prontos, é enviado um sinal para se iniciar a sequência de ignição do primeiro estágio. Os seis motores RD-276 do primeiro estágio do Proton-M entravam em ignição a T-1,76s até atingirem 50% da força nominal. A força aumenta até 100% a T-00,9s e a confirmação para o lançamento surge de imediato. A sequência de ignição verifica se todos os motores estão a funcionar de forma nominal antes de se permitir o lançamento. O foguetão ascende verticalmente durante cerca de 10 segundos. O controlo de arfagem, da ignição e fim de queima dos motores, o tempo de separação da ogiva de protecção e o controlo de atitude, são todos calculados para que os estágios extintos caíam nas zonas pré-determinadas.
Após abandonar a plataforma de lançamento, o foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M inicia uma ascensão vertical e logo de seguida uma manobra para se colocar no azimute de voo que lhe permite levar a cabo com sucesso a sua missão. O veículo atinge a zona de máxima pressão dinâmica a cerca de T+1m 2,4s e a separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorre a cerca de T+1m 59,7s. A ignição do segundo estágio ocorre ainda com o primeiro estágio ligado ao segundo através de uma estrutura em grelha através da qual se escapam os gases da combustão.
O final da queima e separação do segundo estágio ocorre a T+5m 27,2s, com o terceiro estágio a entrar em ignição logo de seguida. A ignição do terceiro é iniciada com a entrada em funcionamento dos seus motores vernier. A separação da carenagem de protecção, agora desnecessária e que serviu para proteger a carga durante a fases mais violenta do lançamento ao atravessar as camadas mais densas da atmosfera terrestre, ocorre a T+5m 46,7s.
O final da queima do motor do terceiro estágio ocorre a T+9m 30s, enquanto que a queima dos motores vernier do terceiro estágio termina a T+9m 42s, ocorrendo a separação do estágio Briz-M transportando a ExoMars-2016 a T+9m 41,6. O processo de separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M seria iniciado com o final da queima dos motores vernier, seguido da quebra das ligações mecânicas entre os dois estágios e da ignição dos retro-foguetões de combustível sólido para afastar o terceiro estágio do Briz-M. Nesta altura o conjunto está numa trajectória sub-orbital a uma altitude de cerca de 153 km e a viajar a uma velocidade de 7,23 km/s. Com estes parâmetros orbitais o conjunto iria reentrar na atmosfera terrestre caso o estágio Briz-M não executasse a sua primeira queima tal como previsto.
Imediatamente após a separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M, são accionados os motores de estabilização do estágio superior para eliminar a velocidade angular resultante da separação e proporcionar ao Briz-M a orientação e estabilidade ao longo da trajectória sub-orbital onde se encontra antes da sua primeira ignição.
O estágio superior Briz-M realizaria quatro queimas antes da separação da ExoMars-2016. A primeira queima tem lugar a T+11m 16s e tem uma duração de 4 minutos e 29 segundos. No final desta queima o conjunto encontrar-se numa órbita de parqueamento circular com uma altitude de 175,0 km e inclinação orbital de 51,55º. A segunda queima ocorre às 11:09:46UTC e teve uma duração de 18 minutos e 3 segundos, ficando o conjunto colocado numa órbita com um perigeu a 292km, apogeu a 5.272 km e inclinação orbital de 51,58º.
A terceira queima ocorre teve lugar às 13:23:58UTC com uma duração de 14 minutos e 31 segundos. De seguida ocorreu a separação do tanque auxiliar de propolente APT do estágio Briz-M. Nesta altura o conjunto encontrava-se numa órbita de transferência com um perigeu a 693km, apogeu a 21.079 km e inclinação orbital de 51,55º. A quarta queima ocorre entre às 19:47:52UTC tendo uma duração de 12 minutos e 29 segundos, colocando a ExoMars numa trajectória de escape a caminho de Marte.
A separação da ExoMars-2016 teve lugar às 20:12:45UTC.
Posteriormente, o estágio Briz-M executaria ainda mais duas manobras para se colocar numa órbita cemitério na qual não venha a interferir com outros satélites.
O foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M
Fabricado pela GKNPTs Khrunichev, 
o foguetão 8K82KM Proton-M (Протон-M) é, tal como o já retirado 8K82K Proton-K (Протон-K), um lançador a três estágios podendo ser equipado com um estágio superior Briz-M (Бриз-М) ou então utilizar os usuais estágios Blok DM. As modificações introduzidas no Proton incluem um novo sistema avançado de aviónicos e uma ogiva com o dobro do volume em relação ao 8K82K Proton-K, permitindo assim o transporte de satélites maiores. Em geral este lançador equipado com o estágio Briz-M, construído também pela empresa Khrunichev, é mais poderoso em 20% e tem maior capacidade de carga do que a versão anterior equipada com os estágios Blok DM construídos pela RKK Energia.
O 8K82KM Proton-M/Briz-M em geral tem um comprimento de 53,0 metros, um diâmetro de 7,4 metros e um peso de 712.800 kg. É capaz de colocar uma carga de 21.000 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou 2.920 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona, desenvolvendo para tal no lançamento uma força de 965.580 kgf. O Proton-M é construído pelo Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev, tal como o Briz-M.
Neste lançamento foi utilizado um estágio superior Briz-M Fase III. Esta é uma recente melhoria deste estágio que utiliza dois novos tanques de pressão (com uma capacidade de 80 litros), substituindo os anteriores seis tanques de dimensões mais pequenas. Procedeu-se ainda a uma recolocação dos instrumentos de comando para a zona central do tanque para assim mitigar as cargas de choque que o tanque de propolente adicional é ejectado.
O primeiro lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M teve lugar a 7 de Abril de 2001 (0347:00,525UTC) quando o veículo 53501 utilizando o estágio Briz-M (88503) colocou em órbita o satélite de comunicações Ekran-M 18 (26736 2001-014A) com uma massa de 1.970 kg a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur (LC81 PU-24).
A mais recente modificação levada a cabo no lançador Proton-M/Briz-M (Fase IV) permite colocar numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona uma carga de 6.300 kg, com uma velocidade residual de 1,5 km/s para a órbita geossíncrona.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5530
– Lançamento orbital com sucesso: 5178
– Lançamento orbital Rússia: 3186
– Lançamento orbital Rússia com sucesso: 3029
– Lançamento orbital desde Baikonur: 1457
– Lançamento orbital desde Baikonur com sucesso: 1372
Ao se referir a ‘lançamentos com sucesso’ significa um lançamento no qual algo atingiu a órbita terrestre, o que por si só pode não implicar o sucesso do lançamento ou da missão em causa (como foi o caso do lançamento do Progress M-27M).
A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento.
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 29,4% foram realizados pela Rússia; 23,5% pelos Estados Unidos (incluindo ULA (50,0%), SpaceX (50,0%) e Orbital SC); 11,8% pela China; 11,8% pela Arianespace; 11,8% pela Índia, 5,9% pelo Japão, 0% pelo Irão e 5,9% pela Coreia do Norte.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
18 Mar (21:26:00) – 11A511U-FG Soyuz-FG – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz TMA-20M
23 Mar (03:05:00) – Atlas-V/401 (AV-064) – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – Cygnus OA-6 (CRS5)
31 Mar (16:20:00) – 14A14-1A Soyuz-2-1A – Baikonur, LC31 PU-6 – Progress MS-2
?? Mar (????:??) – CZ-3B Chang Zheng-3B/G2 – Xichang – Beidou-22; Beidou-23
04 Abr (22:15:00) – Falcon-9 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Dragon SpX-8 (CRS8); BEAM; AggieSat-4; Bevo-2; Flock-2d (x16)