A NASA levou a cabo o lançamento do observatório de detecção remota SMAP com o intuito de mapear a humidade do solo. O lançamento foi gerido pela United Launch Allience (ULA) que utilizou um foguetão Delta-II 7320-10C lançado desde o Complexo de Lançamento SLC-2W da Base Aérea de Vandenberg, Califórnia. O lançamento teve lugar às 1422:00,129UTC do dia 31 de Janeiro de 2015, após um adiamento de dois minutos para fornecer à equipa de controlo alguma flexibilidade para resolver questões associadas a problemas meteorológicos, nomeadamente devido a fortes ventos em altitude. A janela de lançamento para esta missão era de 3 minutos.
Todas as fases do lançamento decorreram sem problemas e o satélite bem como as cargas secundárias foram colocados nas respectivas órbitas. O lançamento estava inicialmente previsto para as 1420:42UTC do dia 28 de Janeiro, tendo sido adiado para as 1422:00UTC para fornecer à equipa de controlo alguma flexibilidade para resolver questões associadas a problemas meteorológicos, nomeadamente devido a fortes ventos em altitude. O lançamento acabaria por ser adiado por 24 horas devido à prevalência destes ventos fortes. O lançamento do satélite SMAP seria de novo adiado, desta vez devido a problemas técnicos, tendo sido então agendado para 31 de Janeiro. Este novo adiamento ficou a dever-se à separação de parte do isolamento térmico do lançador durante o processo de drenagem dos propolentes que se verificou após a primeira tentativa de lançamento a 29 de Janeiro.
O lançamento iniciou-se com a ignição do primeiro estágio bem como com a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido. A T+1m 4s dá-se o final da queima dos três propulsores laterais de combustível sólido que se separam a T+1m 38s, para assim evitar que possam cair na área onde estão localizadas plataforma de exploração de petróleo ao largo da costa californiana.
O final da queima do primeiro estágio (MECO) ocorre a T+4m 22s, com o estágio a separar-se do segundo estágio a T+4m 28s. A primeira ignição do segundo estágio ocorre a T+4m 37s e a separação das duas metades da carenagem de protecção tem lugar a T+4m 56s. O final da primeira ignição do segundo estágio tem lugar a T+10m 45s, com o veículo a ficar colocado numa órbita com um perigeu a 183,37 km e apogeu a 703,84 km.
A segunda ignição do segundo estágio tem início a T+51m 39s e termina a T+51m 51s, com o SMAP a separar-se do segundo estágio a T+56m 39s pelas 1518:51UTC.
Após a separação do SMAP o segundo estágio realiza duas novas manobras antes de proceder à separação dos restantes satélites. Estes separam-se com intervalos de 100 segundos. Uma última queima terá como objectivo remover o segundo estágio do lançador da órbita terrestre, evitando assim a criação de lixo espacial. Esta queima tem lugar a T+1h 52m 30s após o lançamento e tem uma duração de 48 segundos.
A missão do SMAP
O SMAP tem como missão mapear a humidade do solo e determinar o estado de congelamento ou descongelamento da zona a ser mapeada. O conteúdo de humidade do solo é determinado através da uma utilização combinada de medições de radar e de radiómetro, enquanto que o estado de congelamento / descongelamento é mapeado utilizando-se qualidades únicas das medições do sistema de radar. Tanto o radar como o radiómetro partilham uma antena comum e sistema de alimentação exterior, mas os sistemas electrónicos no interior do SMAP são distintos. Quando combinados, o radar do SMAP e o seu radiómetro irão fornecer mapas globais do planeta relacionados com a humidade e estado de congelamento com uma alta precisão e alta resolução.
O radar envia ondas de rádio para uma localização na superfície da Terra e mede o eco que regressa alguns microssegundos mais tarde. A força e ‘forma’ dos ecos pode ser interpretada para indicar o nível de humidade no solo, mesmo através de níveis moderados de vegetação. Como o radar envia e recebe de forma activa ondas de rádio, é daqui de onde provém a designação ‘active’ do SMAP.
O radiómetro detecta as ondas de rádio que são emitidas pelo solo a partir da mesma pequena área. A força da emissão é um indicador da temperatura do solo nessa localização. Como o radiómetro realiza essas medições de forma passiva, é daqui de onde provém a designação ‘passive‘ do SMAP.
A grande antena que é compartilhada pelo radar e pelo radiómetro é a característica mais proeminente do SMAP. Opera tal como um disco de um satélite, sendo no entanto muito maior, onde um reflector colecta todas as ondas de rádio que são focadas numa antena de alimentação. Tal como um funil, esta antena colecta os ecos do radar e as emissões de superfície do radiómetro e envia-os para os sistemas electrónicos do radar e do radiómetro para processamento das imagens. A antena de alimentação é um grande cone visível no exterior do satélite. A antena reflectora tem um diâmetro de 6 metros.
Para se conseguir uma grande cobertura no solo a antena roda a 14,6 revoluções por minuto (uma volta a cada 4 segundos). O movimento orbital do SMAP combinado com a rotação da antena varre um pequeno campo de visão de numa série de voltas sobrepostas que cria uma área de observação de 1.000 km de largura. Esta grande cobertura permite ao SMAP realizar mapas completos da humidade no solo a cada 2 a 3 dias. Os mapas de humidade estarão espaçados a 10 km, enquanto que os mapas de congelamento / descongelamento podem distinguir áreas tão pequenas como 3 km.
A órbita do SMAP encontra-se a uma altitude de 685 km. Como a Terra roda enquanto o SMAP orbita o planeta, as observações de cada órbita estão deslocadas uma da outra, após 8 dias, a mesma observação é repetida. Ao longo de 2 a 3 dias (2 dias nos pólos e 3 dias no equador), as falhas entre as observações são preenchidas e um mapa global de humidade e do estado de congelamento do solo pode ser preparado. Os dados obtidos pelos dois instrumentos do SMAP cobrem o planeta de pólo a pólo. A órbita é orientada de tal forma de cruza o terminador da Terra do equador.
No lançamento o SMAP tinha uma massa de 944 kg. Uma descrição detalhada da missão pode ser obtida aqui (em Inglês) e o press-kit pode ser obtido aqui.
Carga secundária
Para além do SMAP foram colocados em órbita quatro pequenos satélites ao abrigo do programa ELaNa (NASA’s Educational Launch of Nanosatellites). Designada ELaNa-X, a missão consistiu nos satélites GRIFEX, ExoCube, FIREBIRD-IIA e FIREBIRD-IIB.
O satélite Geostationary Coastal and Air Pollution Events Read-Out Integrated Circuit In-Flight Performance Experiment (GRIFEX) é uma missão de demonstração tecnológica levada a cabo pelo laboratório de Propulsão a Jacto e pela Universidade Politécnica Estatal da Califórnia como uma missão precursora da missão Geostationary Coastal and Air Pollution Events (GEO-CAPE). O satélite irá obter medições espectroscópicas regulares da poluição atmosférica como um teste do Read-out Integrated Circuit (RIOC) que está a ser desenvolvido para o GEO-CAPE.
O satélite ExoCube (também designado CP-10) é um CubeSat-3U lançado numa parceria entre a NASA, a Universidade Politécnica Estatal da Califórnia e a Universidade do Winsconsin. O satélite será utilizado para monitorizar a densidade dos átomos e iões de oxigénio, hidrogénio e hélio, e das moléculas de azoto e de nitrossódio na alta atmosfera. Serão utilizados vários instrumentos denominados EXOS: Neutral State Energy Angle Analyzer (NSEAA), o Ion Static Energy Analyzer (ISEAA) e o Total Ion Monitor (TIM), para obter medições que se espera venham a ajudar para a investigação do tempo espacial.
Os satélites Focused Investigations of Relativistic Electron Burst, Intensity, Range and Dynamics (FIREBIRD) são dois pequenos CubeSat-1.5, FIREBIRD-IIA e FIREBIRD-IIB. Este programa é financiado pela National Science Foundation e pelo Montane Space Grant Consortium, sendo dirigido pela Universidade do Montana e New Hampshire, tendo como objectivo estudas os distúrbios denominados como microexplosões nas Cinturas de Van Allen. Semelhantes aos satélites FIREBIRD-A e FIREBIRD-B lançados em Dezembro de 2013, os dois novos satélites estão equipados com um novo subsistema de fornecimento de energia e uma nova experiência de demonstração tecnológica de tecnologia de células solares.
O foguetão Delta-2 7320-10C
Os foguetões Delta (Delta-2 e Delta-IV) são comercializados pela ULA (United Launch Alliance). Os Delta são construídos pela Boeing em Huntington Beach, Califórnia. As diferentes partes do lançador são montadas em Pueblo, Colorado.
A versão 7320-10C é composta por seis partes principais: o primeiro estágio que é composto pelos propulsores laterais a combustível sólido, o motor principal no corpo principal do lançador, o inter-estágio (que faz a ligação física entre o primeiro e o segundo estágio), o segundo estágio e uma ogiva de 10 pés (3,05 metros) de diâmetro fabricada em materiais compósitos.
O Delta-2 7320-10C atinge uma altura de 38,90 metros e tem um diâmetro de 2,44 metros (sem entrar em conta com os propulsores sólidos na base). No lançamento tem um peso de 151700 kg. É capaz de colocar uma carga de 2703 kg numa órbita terrestre baixa ou então 1579 kg numa órbita polar sincronizada com o Sol.
Os três propulsores laterais (GEM-40) TAS – Thrust Augmented Solids, são fabricados pela Alliant Techsystems e cada um pode desenvolver 45500 kgf no lançamento.
O primeiro estágio (Delta Thor XLT-C) tem um peso bruto de 13064 kg e um peso de 1361 kg sem combustível. Tem um comprimento de 26,1 metros e um diâmetro de 2,4 metros. Está equipado com um motor RS-27C que tem um peso de 1027 kg, um diâmetro de 1,07 metros e uma altura de 3,63 metros. No vácuo produz uma força de 1023000 kN, tendo um Ies de 264 s e um tempo de queima de 274 s. Consome LOX e querosene altamente refinado (RP-1). O RS-27C é construído pela Rocketdyne.
O segundo estágio do Delta 2 (Delta K) tem um peso bruto de 6905 kg e um peso de 808 kg sem combustível, tendo um comprimento de 5,9 metros e um diâmetro de 1,7 metros. No vácuo o seu motor Aerojet AJ10-118K (com um peso de 98 kg, um diâmetro de 1,7 metros e uma câmara de combustão) produz uma força de 4425 kgf, tendo um Ies 318 s e um tempo de queima de 444 s. Consome N2O4 e Aerozine-50.
O Delta-2 pode ser lançado a partir do Cabo Canaveral (Air Force Station), plataformas SLC-17A e SLC-17B, e da Base Aérea de Vandenberg, Califórnia, (plataforma SLC-2W). O Space Launch Complex-17 (SLC-17) do Cabo Canaveral foi construído pela Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) para o desenvolvimento do míssil balístico de alcance intermédio (IRBM) Thor, tendo a construção das plataformas A e B sido iniciada em Abril de 1956. Em Setembro desse mesmo ano a Força Aérea ocupou parcialmente a plataforma SLC-17B, tendo o primeiro lançamento sido efectuado a 25 de Janeiro de 1957 . A primeira modificação ao complexo SLC-17 teve lugar em 1960 de forma a suportar o lançamento de veículos derivados do Thor. Entre O início de 1960 e Dezembro de 1965 foram lançados 35 foguetões Delta a partir do complexo.
As plataformas foram transferidas para a NASA em 1965, pois para a USAF já não havia qualquer utilização militar para o complexo. Devido ao acidente do Challenger os lançamentos comerciais e militares foram na sua totalidade transferidos para os lançadores convencionais e em resultado a Boeing criou o lançador Delta-2. A USAF decidiu também transferir o lançamento dos seus satélites Navstar, anteriormente destinados a serem lançados pelo vaivém, para o novo Delta-2. O complexo SLC-17 foi escolhido como local de lançamento do Delta-2 e o complexo regressou novamente à responsabilidade da USAF em Outubro de 1988. O complexo teve de sofrer obras profundas com a instalação de novas plataformas de serviço, de um sistema hidráulico de elevação de cargas e de um sistema de armazenamento e fornecimento de hidrogénio líquido. A torre de serviço móvel do complexo teve de ver o seu tamanho aumentado em 3 metros de forma a acomodar o novo lançador. O primeiro lançamento do Delta-2 a partir do complexo (plataforma A) teve lugar a 14 de Fevereiro de 1989 .
A última modificação ao complexo finalizou em Outubro de 1997 e serviu para adaptar a plataforma B ao lançador Delta-3 . Assim, a plataforma B podia acomodar os lançadores Delta-2 e Delta-3.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5429
– Lançamento orbital com sucesso: 5080
– Lançamento orbital EUA: 1583
– Lançamento orbital EUA com sucesso: 1454
– Lançamento orbital desde Vandenberg AFB: 677
– Lançamento orbital desde Vandenberg AFB com sucesso: 615
– Lançamento orbital desde Vandenberg AFB em 2015 com sucesso: 1
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.
A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento (os valores referentes ao lançamentos por parte da China não são precisos, bem como por parte da Arianespace).
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 0,0% foram realizados pela Rússia; 100,0% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 0,0% pela China; 0,0% pela Arianespace; 0,0% pelo Japão e 0,0% pela Índia.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
1 Fev (0121:00) – H-2A/202 (F-27) – Tanegashima, Yoshinubo LP1 – IGS Radar Spare
1 Fev (1231:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (93551/99554) – Baikonur, LC200 PU-39 – Inmarsat-5 F2
8 Fevereiro (2310:00) – Falcon-9 v1.1 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – DSCOVR (Triana)
17 Fev (1100:17) – 11A511U Soyuz-U (144) – Baikonur, LC1 PU-5 – Progress M-26M (Прогресс М-26М)
21 Fev (?) (????:??) – 14A14-1B Soyuz-2-1A – Plesetsk, LC43/4 – Bars-M (?)