A United Launch Alliance (ULA) realizou o lançamento inaugural do foguetão Vulcan no dia 8 de Janeiro de 2024, iniciando uma nova era para a empresa e iniciando o fecho da era dos foguetões Atlas.
O lançamento do Vulcan-VC2S (VC001) na missão Cert-1 teve lugar às 0718:38,231UTC a partir do Complexo de Lançamento SLC-41 do Cabo Canaveral SFS, Florida. A missão decorreu sem problemas, colocando o veículo lunar Peregrine-1 numa trajectória translunar.
A missão Cert-1 é a primeira de duas missões de certificação que são necessárias antes do novo lançador ser utilizado para colocar em órbita cargas relacionadas com a segurança nacional dos Estados Unidos.
A carga principal nesta missão foi o veículo lunar Peregrine-1, da empresa Astrobotic Technology, e a missão funerária Celestis-20, da empresa Space Services Inc. (SSI).
Cerca de 40 minutos após a separação do Centaur, o veículo Peregrine-1 foi activado e começou a receber sinais do centro de controlo da missão da Astrobotic. De seguida, realizaram-se com sucesso pequenas manobras de ajuste na órbita da Terra para verificar os sistemas para a descida na superfície lunar. Após estas manobras, o veículo tentou orientar os seus painéis solares em direção ao Sol para carregar a sua bateria durante a longa viagem até a Lua. Porém, nesta altura ocorreu uma anomalia que o impediu de realizar toda a manobra de orientação. O controlo da missão está a trabalhar para corrigir a anomalia.
O foguetão Vulcan
O foguetão Vulcan (ou Vulcan Centaur) aproveita o sucesso comprovado de voo dos lançadores Delta-IV e Atlas-V, ao mesmo tempo que introduz novas tecnologias e recursos inovadores para garantir um serviço de lançamento espacial confiável e acessível. O Vulcan Centaur atenderá a uma ampla gama de mercados, incluindo clientes comerciais, civis, científicos, de carga e de segurança nacional.
A carenagem de protecção fornece um ambiente controlado e seguro para a carga durante o lançamento. Todas as carenagens utilizadas pela ULA são configuradas para o encapsulamento da carga útil fora da plataforma para assim aumentar a segurança da carga e minimizar o tempo na plataforma.
No Vulcan, a carga é encapsulada numa carenagem de carga útil (PayLoad Fairing – PLF) de 5,4 metros de diâmetro, uma estrutura sanduíche em materiais compósitos feita com um núcleo ventilado de favo de mel de alumínio e folhas frontais de grafite e epóxi. A carenagem em bissetriz (concha de duas peças) alberga a caga (ou cargas) a colocar em órbita, com o encaixe de fixação de carga útil (Payload Attach Fitting – PAF) a ser uma estrutura composta em sanduíche semelhante que cria a ‘interface’ de acoplamento da carga ao estágio superior. A carenagem é separada usando um sistema de separação horizontal e vertical livre de detritos com conjuntos de molas e montagem de junta quebradiça. A carenagem de carga útil está disponível nas configurações padrão de 15,5 metros e 21,3 metros de comprimento.
O estágio superior Centaur tem 5,4 metros de diâmetro e 11,7 metros de comprimento, com capacidade de propelente de 54.431 kg e os tanques de propelente são construídos em aço inoxidável resistente à corrosão e estabilizados sob pressão. O Centaur consome hidrogénio líquido/oxigénio líquido, com dois motores RL10C. O veículo atualizado Vulcan Centaur voa com o estágio Centaur atualizado usando motores RL10CX com extensões de escape fixas. Os tanques criogénicos são isolados com isolamento de espuma em ‘spray’ (SOFI) para gerir a evaporação dos criogénicos durante o voo. Uma prateleira de equipamentos traseira fornece as montagens estruturais para os sistemas eletrónicos do veículo.
O estágio Vulcan Centaur tem 5,4 metros de diâmetro e 33,3 metros de comprimento. Os tanques do estágio são estruturalmente estáveis e 
construídos com barris de alumínio ortogrelhados e cúpulas de alumínio repuxadas. A propulsão do Vulcan Centaur é fornecida por um par de motores BE-4, cada um produzindo 2.447 kN de impulso. O veículo Vulcan Centaur é controlado por um sistema aviónico que fornece orientação, controlo de voo e funções de sequenciamento do veículo durante as fases de voo do primeiro estágio e do estágio Centaur.
Os propulsores laterais de combustível sólido (SRBs), com diâmetro de 1,60 metros e comprimento de 21,9 metros, são construídos com um composto de grafite-epóxi com o perfil do acelerador projetado no grão propelente.
Os propulsores laterais de combustível sólido queimam por aproximadamente um minuto e meio, e após a queima são descartados do veículo principal. Com a adição de até seis propulsores laterais de combustível sólido, o Vulcan Centaur está disponível em quatro configurações. As variantes de dois e seis propulsores constituem a «oferta padrão», com as variantes zero e quatro propulsores a serem disponibilizadas em missões exclusivas.
A altura do foguetão com a carenagem padrão é de aproximadamente 61,6 metros, sendo de 67,4 metros com a carenagem longa.
O lançador é capaz de colocar cargas entre 3.500 kg e 14.500 kg numa órbita de transferência para a órbita geossincronizada, ou cargas entre 10.800 kg e 27.200 kg para uma órbita terrestre baixa.
O Vulcan será lançado a partir do Complexo de Lançamento SLC-40 do Cabo Canaveral, Florida, ou do SLC-3 da Base das Forças Espaciais de Vandenberg, Califórnia.
A tabela seguinte mostra o desempenho do Vulcan Centaur nas diversas missões que pode desempenhar (GEO – Geosynchronous Earth Orbit = 35.786 km circular a 0.º; GTO – Geosynchronous Transfer Orbit = 35.786 km x 185 km a 27,0. º; LEO-Reference – Low Earth Orbit-Reference = 200 km circular a 28,7. º; LEO-ISS – Low Earth Orbit-International Space Station = 407 km circular a 51,6. º; LEO-Polar – Low Earth Orbit-Polar = 200 km circular a 90. º; MEO – Medium Earth Orbit = 20.368 km circular a 55. º; TLI – Trans-lunar Injection = C3: -2 km2/s2).
O acesso à órbita terrestre continua a ser um obstáculo crítico para muitas missões espaciais. Porém, a ULA oferece soluções flexíveis e económicas para superar essa barreira. Com o multi-manifesto, duas ou mais cargas são integradas num veículo de lançamento utilizando o desempenho disponível e a margem de volume que de outra forma não seriam utilizadas – optimizando a massa em órbita e permitindo o acesso ao espaço de diversas missões num só lançamento. O denominado “Multi-Manifest” num foguetão Vulcan fornece uma solução de lançamento altamente confiável e programada para diversas cargas que vão desde CubeSats até pequenos satélites e muito mais.
Dependendo do tamanho do satélite, o lançamento múltipla num foguetão Vulcan pode ser feita de várias maneiras. O denominado “Aft Bulkhead Carrier” (ABC) faz ‘interface’ na extremidade traseira do estágio superior do Centaur e pode transportar até 24 unidades de CubeSats pesando 80 kg cada. O adaptador de carga útil secundária (anel ESPA – ESPA Ring) está localizado entre o estágio superior e a carga útil primária e pode acomodar de 4 a 6 módulos de carga útil pesando até 318 kg cada. Finalmente, para pequenos satélites que excedem a massa de uma capacidade ESPA, o Multi-Payload Canister System é um recipiente de separação de suporte de carga que pode ser utilizado para transportar um pequeno satélite na parte posterior enquanto suporta um grande satélite tradicional dianteiro.
O estágio Vulcan é propulsionado por dois motores BE-4. O BE-4 (Blue Engine 4) é um motor de combustível líquido que utiliza um ciclo de combustão em estágios rico em oxigénio, tendo sido desenvolvido pela Blue Origin. O motor foi projectado para produzir um impulso de 2.400 kN ao nível do mar, consumindo gás natural liquidificado LNG (Liquefied Natural Gas) e oxigénio líquido LOX.
O veículo lunar Peregrine-1
O veículo lunar Peregrine-1 foi desenvolvido pela empresa Astrobotic Technology, sendo inicialmente um concorrente no Google Lunar-X-Prize. Posteriormente, tornou-se numa missão comercial, transportando cargas para o programa CLPS da NASA e para outros clientes.
O Peregrine-1 transporta 35 kg de cargas, incluindo os instrumentos (NASA) LRA, LETS, NIRVSS, NSS, PITMS e NDL, além do veículo de superfície Iris (Universidade Carnegie Mellon) e de cinco pequenos rovers Colmena (Agência Espacial Mexicana). Ainda a bordo encontra-se o detector de radiação M-42 da Agência Espacial Alemã.
Desenvolvido pelo Centro de Voo Espacial Goddard da NASA, o Laser Retroreflector Array (LRA) é um instrumento óptico passivo e funcionará como um marcador fiducial permanente (ou seja, de localização) na Lua nas próximas décadas.
O Linear Energy Transfer Spectrometer (LETS) é um sensor de radiação que irá recolher informação acerca do ambiente de radiação lunar e foi desenvolvido tendo por base equipamentos que voaram a bordo da cápsula espacial Orion em 2014. O LETS foi desenvolvido pelo Centro de Voo Espacial Johnson da NASA.
O Near-Infrared Volatile Spectrometer System (NIRVSS) foi desenvolvido pelo Centro de Investigação Ames. O NIRVSS irá medir a hidratação à superfície e na subsuperfície, além do dióxido de carbono e metano – sendo estes recursos que podem potencialmente vir ser a ser minados na Lua – enquanto mapeia a temperatura à superfície e as alterações no local de alunagem.
Também desenvolvido pelo Centro de Investigação Ames, o Neutron Spectrometer System (NSS) irá procurar por indicações de gelo de água perto da superfície lunar ao medir a quantidade de materiais contendo hidrogénio no local de alunagem, bem como determinar a composição do rególito lunar.
O instrumento PROSPECT Ion-Trap Mass Spectrometer (PITMS) irá caracterizar a exosfera lunar após a descida e alunagem, e ao longo do dia lunar para copreender a libertação e movimento de voláteis. O instrumento foi previamente desenvolvido para a missão Rosetta da agência espacial europeia e foi modificada para esta misão pelo Centro Goddard da NASA.
O NDL (Navigation Doppler Lidar), é um sensor tendo por base a tecnologia LIDAR (Light Detection and Ranging) que será utilizado na descida e posterior alunagem.
Ainda a bordo do Peregrine-1 encontra-se o veículo Iris com uma massa de 2 kg. O pequeno rover foi projetado por estudantes universitários da Universidade Carnegie Mellon e cinco minúsculos picorovers denominados “Colmena” que foram desenvolvidos pela Agência Espacial Mexicana. Os pequenos robots, pesando menos de 60 gramas cada e medindo 12 centímetros de diâmetro, serão catapultados para a superfície lunar.
O Peregrine-1 transportar também treze cápsulas memoriais passivas, comerciais e artísticas, incluindi cápsulas de “enterro espacial” para a Celestis (Celestis 19, Luna-02) e para a Elysium Space, transportando amostras de cinzas humanas.
Lançamento
O foguetão Vulcan-VC2S (VC001) foi transportado para o Complexo de Lançasmento SLC-40 a 5 de Janeiro de 2024.
O lançamento inaugural decorreu sem problema com os motores do primeiro estágio do foguetão Vulcan-VC2S a entrarem em ignição a T-4,9s e com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+1,1s. A manobra de arfagem, colocando o veículo na trajectória ideal para a missão, teve lugar a T+7,9s. Vulcan-VC2S atingia a velocidade do som a T+1m 9,9s e a zona de máxima pressão dinâmica a T+1m 16,1s.
O final da queima dos propulsores laterais de combustível sólido ocorre a T+1m 50,3s. O final da queima do primeiro estágio (BECO Booster Engina Cut-Off) ocorre a T+4m 58,9s, seguindo-se a separação do estágio Centaur a T+5m 5,0s e a sua primeira ignição (MES-1 Main Engine Start 1) a T+5m 14,9s. A separação da carenagem de protecção ocorria a T+5m 23,0s.
O final da primeira queima do estágio Centaur (MECO-1 Main Engine Cut-Off 1) ocorria a T+15m 45,4s, com o conjunto a ser colocado numa órbita preliminar em torno da Terra antes de iniciar a sua segunda queima (MES-2) que teve lugar entre T+43m 35,7s e T+47m 37,0s.
A separação do Peregrine-1 ocorreu a T+50m 26,0s.
O estágio Centaur executaria uma terceira queima (MES-3) entre T+1h 18m 23,9s e T+1h 18m 43,8s, colocando-se numa órbita heliocêntica.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 6578
– Lançamento orbital EUA: 1976 (30,04%)
– Lançamento orbital Cabo Canaveral SFS: 906 (13,77% – 45,85%)
Lançamentos orbitais em 2024
Estatíticas dos lançamentos orbitais em 2024
Próximos lançamentos orbitais
| Data Hora (UTC) | Lançador | Local Lançamento
Plt. Lançamento (Recuperação) |
Carga / Missão | |
| 6579 | 9 Janeiro
07:00:?? |
Chang Zheng-2C | Xichang
LC2 |
Aiyinsitan Tanzhen |
| 6580 | 9 Janeiro
09:27:?? |
Falcon-9 | Vandenberg SFB
SLC-4E (OCISLY) |
Starlink G7-10 (x22) |
| 6581 | 10 Janeiro
02:00:?? |
?? | Jiuquan
?? |
?? |
| 6582 | 11 Janeiro
04:00:?? |
H-2A/202
F48 |
Tanegashima
Yoshinubo, LP1 |
IGS Optical-8 |
| 6583 | 11 Janeiro
05:30:?? |
Yinli-1
Y1 |
Mar Amarelo
Dongfang Hangtiangang, Haiyang |
Jilin-1 Gaofen-05 (x?) |
__________
Bibiografia:
- ULA United Launch Alliance, consultado a 8 de Janeiro de 2024 em https://www.ulalaunch.com/
- Krebs, Gunter D. “Peregrine 1 (CLPS 1, TO2-AB)”. Gunter’s Space Page. Consultado a 8 de Janeiro de 2024, em https://space.skyrocket.de/doc_sdat/peregrine.htm