Resolvidos os problemas que levaram à perda do primeiro SSLV, a Organização de Investigação Espacial Indiana foi bem sucedida na segunda missão do seu novo lançador.
O lançamento do SSLV-D2 ocorreu às 0348UTC do dia 10 de Fevereiro de 2023 e colocou em órbita três satélites, sendo realizado a partir da Plataforma de Lançamento FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
O primeiro voo de desenvolvimento do foguetão SSLV ocorreu a 7 de Agosto de 2022 e o objetivo da missão SSLV-D1/EOS-02 era injectar o satélite EOS-02 da ISRO numa órbita circular de 356,2 km com uma inclinação de 37,21.°. A bordo desta missão também se encontrava o satélite estudantil Azaadisat.
No entanto, os satélites foram injetados numa órbita altamente elíptica e instável devido a uma queda na velocidade, levando ao seu decaimento orbital quase de imediato, apesar do desempenho normal de todos os estágios de propulsão sólida. A órbita alcançada teve um perigeu de 75,66 km, apogeu de 360,56 km e inclinação orbital de 36,56º. As investigações iniciais com os dados de voo indicaram que o voo do SSLV-D1 foi normal juntamente com o desempenho normal de todos os estágios de propulsão sólida. No entanto, a missão não pode ser cumprida devido a uma anomalia durante a separação do segundo estágio (SS2), que desencadeou um modo de salvamento da missão (procedimento adoptado para tentar condições orbitais estabilizadas mínimas para satélites em caso de anomalia no lançador).
Análises detalhadas subsequentes dos eventos de voo e observações variando desde a contagem decrescente, lançamento, desempenho de propulsão, separações de estágio e injeção de satélite, revelaram que houve um distúrbio de vibração de curta duração no convés do compartimento de equipamentos (EB Equipment Bay) durante o segundo estágio (SS2 ), que afectou o Sistema de Navegação Inercial (INS Inertial Navigation System), resultando na declaração de falha dos sensores pela lógica do software do sistema Fault Detection & Isolation (FDI).
O SSLV usa um sistema de navegação inercial recém-desenvolvido, o MEMS Inertial Navigation System ou MINS-6S, que consiste em seis MEMS Gyros (para medir taxas de rotação) e 6 Ceramic Servo Accelerometers (para medir acelerações) montados num conjunto controlado por temperatura isolado por vibração. O sistema também é projectado com receptor NavIC embutido e também actua como o processador do computador de navegação MINS para executar o software de Navegação Inercial e Navegação Auxiliada. Um novo algoritmo estima o erro na atitude (orientação) introduzida devido aos MEMS Gyros, posição e velocidade do MEMS INS, usando os dados do NavIC e corrige-os, para que a precisão da missão seja alcançada. Conhecer a saúde do acelerómetro é de suma importância para o funcionamento do MINS, pois é utilizado para auxílio de atitude. A lógica de detecção de falha identifica o acelerómetro degradado (um ou todos os 6) e isola o mesmo para melhorar o desempenho da missão.
Durante o evento de separação do estágio SS2, todos os seis acelerómetros dentro do pacote MINS experimentaram saturação de medição devido a altos níveis de vibração por um curto período. Os acelerómetros ficaram saturados em diferentes instantes de tempo, dentro do intervalo de amostragem de dados de 20 milissegundos (ms), o que resultou em diferentes valores de aceleração medidos por cada sensor. Isso resultou em altos valores de resíduos (diferença entre eles) além de um limite especificado por uma duração de 2 segundos. O software que implementa o Fault Detection & Isolation (FDI) avaliou que as saídas do sensor ultrapassaram o limite pré-definido e levantaram o alerta/sinalizador para o início do modo de missão de salvamento, que é uma abordagem de segurança para a missão. No entanto, os acelerómetros funcionaram bem após esse evento transitório. O modo de missão de salvamento foi totalmente executado sem o suporte dos dados do acelerómetro e injectou o satélite numa órbita instável devido à menor velocidade de injeção (~56m/s menor que os 7693 m/s necessários). Embora isso seja programado e esperado, se observando por mais tempo, o resíduo entre os sensores estaria dentro do limite e a lógica de falha não teria sido executada.
As vibrações no interface do satélite, medidas durante o voo, estavam bem dentro das especificações do teste pré-voo, excepto durante o evento de separação do segundo estágio (SS2), quando o compartimento do equipamento e a interface do satélite tiveram resposta de vibração dominante no primeiro modo axial. A resposta ao choque medida no EB durante a separação do SS2 superou as expectativas e os níveis dos testes de solo tanto em baixa como em alta frequência, bem como em tempo de duração.
Devido a esse choque, a excitação nos sensores MINS foi persistente por mais de 10 milissegundos (ms), o que não era esperado. Observa-se geralmente que o choque de tais eventos dura cerca de 2 ms, enquanto aqui foi observado um choque de duração de 2-3 ms e oscilações subsequentes durando mais de 10 ms.
Além disso, com base nos dados de telemetria de voo, todos os acelerómetros foram encontrados a funcionar normalmente após o evento transitório até o final da missão, indicando que não houve danos aos mesmos. No entanto, devido à configuração de salvamento da missão pelo programa FDI, os dados desses acelerómetros não foram usados para posterior execução da missão.
Embora o modo de salvamento tenha sido iniciado com o objetivo de salvar a missão, este não conseguiu injectar os satélites numa órbita segura. A ignição do terceiro estágio SS3, foi comandada pelo programa sequencial. Posteriormente, o veículo foi guiado através do modo de loop aberto baseado em tempo sem feedback, pois os dados do acelerómetro foram declarados com falha. No final da queima do SS3, os satélites foram separados com segurança conforme programado. No esquema de salvamento implementado, com esquema de orientação de loop aberto baseado em tempo predefinido, a referência de atitude do veículo pode ser errónea dependendo dos erros do MEMS Gyro. Além disso, também não há conhecimento da velocidade real do veículo, pois a velocidade é calculada a partir dos dados do acelerómetro. A ignição do VTM foi ignorada conforme programado, pois pode ser um impedimento para o sucesso da opção de salvamento em alguns casos. A falta de cerca de 56 m/s no final da queima do SS3 na velocidade final (devido à deficiência cumulativa no desempenho de todos os estágios de propulsão) e perda na precisão de apontamento devido a erros do sensor, não pode ser alcançada a órbita alvo. Isso indica que a execução da opção de salvamento em todas as situações nem sempre leva ao posicionamento bem-sucedido de satélites em órbita.
O foguetão SSLV
O foguetão SSLV (Small Satellite Launch Vehicle) foi desenvolvido pela ISRO (India Space Research Organization), sendo um lançador composto por três estágios de combustível sólido, tendo um estágio superior de combustível líquido (VTM – Velocity Trimming Module) que induz a velocidade final para atingir a órbita terrestre.
O primeiro estágio do SSLV-S2 (SS1/S-85) tem uma massa de 87.000 kg, com um comprimento de 22,5 metros, um diâmetro de 2 metros e um tempo de queima de 114,6 segundos. O segundo estágio (SS2/S-7) tem uma massa de 7.700 kg, com um comprimento de 3,2 metros, um diâmetro de 2 metros e um tempo de queima de 124,0 segundos. O terceiro estágio (SS3/S-4) tem uma massa de 4.500 kg, com um comprimento de 2,8 metros, um diâmetro de 1,7 metros e um tempo de queima de 103,9 segundos. O estágio VTM tem um diâmetro de 2 metros e consome MMH (monometil-hidrazina) e MON3 (mistura de óxidos de azoto).
O SSLV é capaz de lançar Mini, Micro ou Nanossatelites (com massas de 10 a 500 kg) para uma órbita planar a 500 km de altitude, fornecendo um acesso de baixo custo ao espaço numa base de demanda. O SSLV pode ser preparado para a missão num espaço de tempo reduzido, oferecendo flexibilidade na acomodação de múltiplos satélites e requerendo um mínimo de infraestruturas.
Na sua missão inaugural, o SSLV-D1 tinha um comprimento de 34 metros, 2 metros de diâmetro e desenvolvendo uma força de 120.000 kg no lançamento.
A carga da missão SSLV-D2
Na missão SSLV-D2 foram transportados os satélites EOS-07, AzaadiSAT-2 e Janus 1.
Baseado na plataforma Microsatellite-SSB (SSB-1) da ISRO e com uma massa de 156,3 kg, o satélite EOS-07 é um pequeno satélite de observação da Terra que foi desenvolvido como carga de teste para a segunda missão do SSLV. O satélite foi desenvolvido pera demonstrar a capacidade de lançamento por demanda com o SSLV e a bordo transportada várias experiências, entre as quais a mm-Wave Humidity Sounder and a Spectrum Monitoring Payload.
Os principais objectivos da missão são a projecção e desenvolvimento de instrumentos compatíveis com uma plataforma de microssatélite necessários para futuros satélites operacionais, e a projecção e desenvolvimento de um microssatélite acomodando novas cargas tecnológicas num tempo de preparação rápido.
O satélite AzaadiSAT-2 tem uma massa de 8,7 kg, transportando cargas distintas, cada uma com uma massa de 0,05 kg para a realização de fentoexperiências. O satélite foi construído por alunas de toda a Índia às quais foi prestado apoio para o desenvolvimento e construção das experiências.
As cargas foram integradas pelos estudantes da organização “Space Kidz India” e incluíam um repetidor UHF-VHF que iriam funcionar na frequência de rádio-amador para permitir a transmissão de voz e dados para os operadores de rádio-amador, um contador de radiação díodo PIN de estado sólido para medir a radiação ionizante na órbita do satélite, um repetidor de longo alcance e uma câmara para obtenção de imagens do satélite.
O sistema de controlo no solo da “Space Kidz India” seria utilizado para receber os dados do satélite.
Semelhante ao AzaadiSAT perdido na primeira missão do SSLV, o AzaadiSAT-2 tem também como objectivo demonstrar as capacidades de comunicações LoRa e de rádio amador, medir os níveis de radiação no espaço e demonstrar uma estrutura de satélite expandível.
O satélite Janus-1 da Antaris é um satélite de demonstração de tecnologia baseado na forma CubeSat-6U e definido por software, criado inteiramente na plataforma de software Antaris. Foi projetado e construído em apenas 10 meses com fornecedores de carga útil de sete países com uma economia de custo de 75% em relação a missões de satélite comparáveis.
Foi concebido como uma demonstração técnica para mostrar a eficiência e o custo-benefício da plataforma Antaris e apresenta cinco cargas úteis diferentes em execução em seu software de satélite SatOS uma vez em órbita. A XDLINX Labs e a Ananth Technologies actuaram como os principais parceiros de fabrico do satélite Janus-1 com a ATLAS Space Operations, a fornecer os serviços de estações terrestres.
A bordo transporta cargas úteis de demonstração de barramento modular e multilocatário com computação de bordo integrada, EPS inteligente programável, SDR de banda S/X, TT&C seguro e geminação digital com uma plataforma SaaS (Satellite as a Service). O satélite tem uma massa de 10,2 kg.
Lançamento da missão SSLV-D2
A missão SSLV-D2 seguiu o perfil típico de voo projectado para o lançador SSLV. Após deixar a plataforma de lançamento a T=0s, o SSLV-D2 iniciou um voo vertical e executa uma manobra para se alinhar com o seu azimute de voo de 135.º. O lançamento tinha como objectivo colocar a sua carga numa órbita circular a uma altitude de 450 km e com uma inclinação de 37,2.º.
Após o final da queima do primeiro estágio, a ignição do segundo estágio ocorreu a T+2m 3,7s (a uma altitude de 94 km) com a separação do primeiro estágio a ocorrer a T+2m 4s. A separação da carenagem de protecção ocorre a T+2m 38,4s e a separação do segundo estágio ocorre a T+6m 24,2s.
A queima do terceiro estágio decorre entre T+6m 34,0s e T+11m 14,9s.
A queima do estágio VTM inicia-se a T+11m 23,4s. A separação do satélite EOS-07 ocorre a T+13m 5,1s, seguindo-se o satélite Janus-1 a T+14m 40,1s e o satélite AzaadiSAT-2 a T+15m 0,1s