ULA lança segunda missão de teste da cápsula Starliner

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A United Launch Alliance (ULA) colocou em órbita a cápsula espacial Starliner da Boeing numa missão de teste lançada desde o Complexo de Lançamento SLC-41 do Cabo Canaveral AFS. A missão tem como objectivo demonstrar as capacidades do veículo para transportar astronautas e carga para a estação espacial internacional.

O lançamento teve lugar às 2254:47UTC do dia 19 de Maio de 2022 e foi levado a cabo pelo foguetão Atlas-V/N22 (AV-082). A separação teve lugar às 2309:37UTC.

Este segundo voo de teste irá demonstrar o desempenho do lançador e da cápsula espacial, incluindo o desempenho dos sistemas de orientação, navegação e de controlo, dos sistemas no solo e das equipas de controladores, bem como as operações em órbita, acoplagem, separação, reentrada e aterragem numa dos cinco locais possíveis localizados no Oeste dos Estados Unidos.

O Orbital Flight Test 2 (OFT-2) é basicamente a repetição da missão OFT que teve lugar em Dezembro e Janeiro de 2019 e que deveria ter sido o último passo antes da missão Crewed Flight Test (CFT). Porém, durante a OFT ocorreram diversas falhas que impediram a concretização de vários objectivos da missão, entre os quais o encontro e acoplagem com a ISS.

A investigação que se seguiu, identificou três problemas importantes com a Starliner, sendo o mais significativo o facto de um erro no temporizador da missão ter impedido a execução da queima de inserção orbital no tempo previsto. Isto impediu que a cápsula espacial pudesse atingir a estação espacial mesmo após a manobra ter sido comandada de forma manual.

A cápsula também sofreu de comunicações intermitentes com o solo, afectando o comando e o controlo ao longo da missão. Por outro lado, foi também encontrado um problema com o software na sequência de separação do módulo de serviço que poderia ter resultado numa perda do veículo caso não tivesse sido identificado e resolvido antes do regresso à Terra.

O lançamento usou uma versão modificada do foguetão Atlas-V para colocar em órbita a cápsula CST-100 Starliner. Estas configuração não inclui a carenagem de protecção, sendo esta substituída pelas superfícies isoladoras da Starliner para proteger a cápsula não tripulada durante a ascensão. A altura do lançador nesta missão foi de cerca de 52,4 metros.

A cápsula CST-100 Starliner está acoplada ao lançador utilizando um adaptador LVA (Launch Vehicle Adapter), que também inclui uma saia aerodinâmica para reduzir as cargas aerodinâmicas no veículo. Esta saia é descartada para melhorar o desempenho do foguetão após a separação do estágio Atlas.

A cápsula espacial tripulada CST-100 Starliner

A Starliner foi a resposta da Boeing ao desafio da NASA para o desenvolvimento de um veículo para o transporta de tripulação e carga para a estação espacial internacional.

A Starliner consegue transportar sete pessoas em simultâneo, servindo assim também como veículo de evacuação rápida da ISS se toda a tripulação estiver na secção americana. No momento, não há planos de voar mais de cinco pessoas ao mesmo tempo na Starliner.

A nova cápsula espacial tem um volume interno de 11 m3, conseguindo transportar tripulação e carga (alimentos e equipamentos para a tripulação). Durante os voos operacionais, a Starliner pode lançar 163 kg de carga e experiências científicas, além da tripulação. No OFT (Orbital Flight Test), a cápsula também transporta o ATD (Anthropometric Test Device) Rosie, um dispositivo de teste antropomórfico, que medirá as tensões, pressões e forças G que serão sentidas pela tripulação durante o lançamento.

A Starliner é composta por dois módulos separados: o módulo da tripulação e o módulo de serviço. O Módulo da Tripulação é equipado com 12 propulsores do Sistema de Controle de Reacção (RCS Reaction Control System) que podem produzir 45,4 kgf de impulso cada. Estes propulsores serão usados principalmente após a separação do Módulo de Serviço e durante a reentrada e aterragem para manter o ângulo de ataque adequado do Módulo de Tripulação à atmosfera.

O Módulo de Serviço é onde todos os RCS e outros motores residem na maioria das manobras em órbita. O Módulo de Serviço contém 28 propulsores RCS que produzem um impulso de 38,6 kgf cada e 20 motores OMAC (Orbital Maneuvering and Attitude Control) para manobra e controlo de atitude. Os OMAC produzem 680 kgf de impulso cada. Os OMAC serão usados para executar a manobra de inserção orbital após o lançamento, todas as principais manobras em órbita e a retro-travagem no final da missão.

À medida que a Starliner se aproxima da ISS para a acoplagem, o sistema transita dos motores OMAC para seus propulsores RCS para as operações de proximidade. Além disso, a parte inferior do módulo de serviço contém os quatro motores de abortagem do lançamento e todos os painéis solares para o fornecimento de energia. No OFT-2 os mecanismos de abortagem de lançamento estão desactivados.

Cada Starliner pode efectuar até dez missões orbitais, tendo um diâmetro de 4,56 metros, tendo uma altura de 5,03 metros (Módulo de Serviço e Módulo da Tripulação).

A Boeing construiu três módulos da tripulação para os voos de teste e missões operacionais. Originalmente denominadas ‘Spacecraft-1’, ‘Spacecraft-2’ e ‘Spacecraft-3’, somente a ‘Spacecraft-2’ e a ‘Spacecraft-3’ voarão no espaço. Novos módulos de serviço são construídos para cada missão.

A Spacecraft-1 foi utilizada nos testes de abortagem na plataforma de lançamento. Por seu lado, a Spacecraft 2 foi utilizada no denominado Environmental Qualification Testing (EQT), na missão OFT-2 e Starliner-1. Finalmente, a Spacecraft-3 foi baptizada com o nome ‘Calypso’ pela astronauta Sunnita Williams, tendo sido utilizada na missão OFT e será utilizada na missão Starliner-2

Lançamento

A contagem decrescente para o lançamento da segunda missão de teste da cápsula espacial Starliner decorreu sem problemas, tal como os procedimentos de abastecimento do lançador. Uma série de balões meteorológicos foram lançados ao longo da contagem decrescente a partir das estações meteorológicas no Cabo Canaveral para recolher medições da velocidade do vento e direcção para determinar se as condições ao longo da trajectória do lançador violavam ou não a controlabilidade ou cargas estruturais do foguetão durante a ascensão. Os dados foram transmitidos aos engenheiros da ULA em Denver para seleccionarem um perfil de orientação que viesse a minimizar as respostas do veículo.

A Fase Terminal da contagem decrescente iniciava-se após a verificação de que todos os parâmetros estavam correctos para o lançamento. A T-1m 55s foi enviado o comando de início de missão para o sequenciador de lançamento que faria as verificações independentes dos sistemas durante o resto da contagem decrescente, controlar a separação dos cabos umbilicais e a libertação do veículo da plataforma de lançamento. Nesta altura, os tanques de RP-1 e de LOX estavam na pressão ideal para o lançamento, com ambos os estágios a iniciaram o fornecimento interno de energia.

Próximo lançamento da ULA

O próximo lançamento da United Launch Alliance está previsto para 29 de Junho quando um foguetão Atlas-V/541 for utilizado para colocar em órbita o satélite USSF-12: WFOV (Wide Field of View Testbed) a partir do Complexo de Lançamento SLC-41 do Cabo Canaveral SFS.

Este é um satélite experimental destinado ao aviso antecipado do lançamento de mísseis balísticos intercontinentais.

A T-1m 20s, o controlador de ordenança do lançador e o sistema de segurança do veículo foram armados, com o software do Atlas-V/N22a ser activado nesta altura. A cadeia de ignição era armada a T-55s, com os propulsores laterais de combustível sólido a estarem pronto para a ignição.

O lançamento decorreu sem problemas com os motores do primeiro estágio do foguetão Atlas-V/N22 a entrarem em ignição a T-2,7s e com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+1,1s (1). A manobra de arfagem, colocando o veículo na trajectória ideal para a missão, teve lugar a T+6,0s. O lançador atingia a zona de máxima pressão dinâmica a T+1m 0,1s e a velocidade do som a T+1m 4,6s. A separação dos propulsores laterais ocorre a T+2m 19,7s (2).

O final da queima do estágio Atlas (Booster Engine CutOff – BECO) ocorre a T+4m 34,9s (3) e a separação entre o estágio Atlas e o estágio Centaur deu-se a T+4m 35,0s (4). A separação da cobertura de ascensão ocorre a T+4m 40,9s (5). A ignição do estágio Centaur (Main Engine Start – MES) ocorre a T+4m 44,8s (6), terminando a (Main Engine Cutoff – MECO) a T+11m 50,3s (8). Entretanto, a saia aerodinâmica separava-se a T+5m 4,9s (7).

A separação da cápsula Starliner ocorre a T+14m 50,3s (9) com a cápsula a ficar colocada numa órbita com um perigeu a 72,9 km, apogeu a 181,3 km e inclinação orbital de 51,6.º. A manobra de inserção orbital ocorre entre T+31m 0s e T+31m 40s, com a cápsula a ficar colocada numa órbita com um perigeu a 187 km e apogeu a 367 km. A missão AV-082 da ULA é dada como oficialmente terminada a T+37m 59,3s (11).

A missão OFT-2

Após ser colocada em órbita, a Starliner deverá demorar cerca de dois dias a chegar à estação espacial internacional. Para além das manobras que deverá realizar para se encontrar com a ISS, a Starliner irá levar a cabo uma série de demonstrações (queima de abortagem, testes de controlo e manutenção de atitude, comandos em órbita para garantir que a tripulação da ISS pode enviar instruções para o veículo, e verificações dos sensores Vision-based Electro-optical Sensor Tracking Assembly ‘VESTA’ que irá dirigir a sua acoplagem automática com a ISS).

A Starliner deverá acoplar com a ISS às 2310:24UTC no dia 22 de Maio. A acoplagem terá lugar com o módulo Harmony utilizando o Pressurized Mating Adaptor 2 (PMA-2) e o International Docking Adaptor-Forward (IDA-F). A cápsula deverá permanecer na ISS cerca de 4 dias antes de se separar para iniciar o seu regresso à Terra.

Enquanto permanecer acoplada com a ISS, a Starliner irá realizar várias verificações, incluindo a carga das suas baterias, proceder à transferência de ficheiros através da estação para downlink, verificar a abertura e encerramento da escotilha, estebelecer o processo de ventilação com a estação espacial e transferência de carga.

Após a queima de saída de órbita, os dois módulos da Starliner irão separar-se, com o módulo de serviço a ser destruído na reentrada atmosférica. O módulo da tripulação irá aterrar no Porto Espacial de White Sands, Novo México.

Após a missão OFT-2, a cápsula Starliner n.º 2 será preparada para ser utilizada na primeira missão operacional que deverá decorrer após a missão CFT.

O foguetão Atlas-V

A 2 de Maio de 2005 a Boeing Company e a Lockheed Martin Corporation anunciaram a intenção de formar uma empresa conjunta denominada United Launch Alliance (ULA) que juntava assim duas das mais experientes e bem sucedidas companhias que suportaram a presença americana no espaço por 50 anos. Em conjunto os lançadores Atlas (Lockheed Martin) e Delta (Boeing) transportaram mais de 850 cargas para a órbita terrestre e não só, desde satélite meteorológicos, de telecomunicações, veículos militares, satélites científicos e sondas interplanetárias que alargaram o nosso conhecimento do Universo.

Actualmente, a ULA proporciona um veículo capazes de proporcionar um acesso seguro, económico, fiável e eficiente ao espaço para as missões governamentais americanas, continuando assim uma tradição de apoio às iniciativas espaciais estratégicas norte-americanas com soluções de lançamento avançadas e robustas.

A equipa da ULA engloba milhares de funcionários que trabalham em locais espalhados pelos Estados Unidos. A sede da empresa está situada em Denver, Colorado, com a maior parte das actividades de engenharia e administrativas consolidadas nas instalações da Lockheed Martin Space Systems Company. As operações de integração e montagem estão localizadas nas instalações de fabrico e montagem da Boeing em Decatur, Alabama. As estruturas mecânicas do Atlas-V, fabrico da ogiva de protecção, do sistema de adaptação e montagem são levadas a cabo em Harlingen, Texas.

As instalações de lançamento utilizadas pela ULA são o SLC-37 (foguetão Delta-4) e o SLC-41 (Atlas) no Cabo Canaveral SFS, e SLC-6 (Delta-4) e o SLC-3E (Atlas-V) na Base das Forças Espaciais de Vandenberg.

O míssil balístico Atlas teve a sua origem requisição feita pela Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) em Outubro de 1945, que conduziu ao desenvolvimento durante a década de 50 dos mísseis Atlas, Navaho, Snark, Matador e Mace. Em 10 de Janeiro de 1946 foram submetidas duas propostas para a construção de mísseis com um alcance de 11.100 km, sendo uma das proposta a de um míssil alado e propulsionado a jacto e a outra proposta e de um míssil supersónico, de trajectória balística e propulsionado por foguetão. A proposta do míssil balístico incluía o aparecimento de novas tecnologias, tal como o desenho de uma estrutura de peso reduzido através  do uso de tanques de combustível de parede única e incluídos numa única estrutura monocoque que seria mantida rígida através da pressão interna. A performance deste míssil era quase do tipo “single-stage-to-orbit” ao se dar a separação dos motores de ignição inicial durante a ascensão.

A 19 de Abril de 1946 a Consolidated Vultee Aircraft Corporation (Convair) foi incumbida de construir e testar dez mísseis MX-774 Hiroc de forma a verificar e validar as propostas do novo míssil. Os testes do MX-774 iniciaram-se em San Diego em 1947, mas em Junho desse ano a Convair, empresa que propusera as duas propostas iniciais à USAF era informada que havia perdido o concurso para o novo míssil, sendo os contratos atribuídos às empresas Northrop e Martin que deveriam desenvolver a tecnologia dos mísseis alados e sub-sónicos.

Os cortes no orçamento para a defesa dos Estados Unidos forçaram a USAF a terminar o contrato com a Convair em Julho de 1947, e isto a apenas três meses da data prevista para o primeiro voo. Porém, os fundos ainda disponíveis permitiram a realização de três testes do MX-774 no White Sands Proving Ground entre Julho e Dezembro de 1947. Posteriormente, a Convair prosseguiu estudos auto-financiados do projecto.

Porém, o início da Guerra da Coreia e o surgimento da Guerra Fria fizeram com que se desse um aumento nos fundos para a defesa e a Convair recebeu um novo contrato em Setembro de 1951 para desenvolver o MX-1593, por forma a iniciar o desenho de um míssil balístico incorporando as características já validadas pelo MX-774. Em 1953 a General Dynamics, uma nova divisão da Convair, apresenta à USAF um programa acelerado de desenvolvimento do novo míssil. O anúncio público do desenvolvimento do Atlas só surge a 16 de Dezembro de 1954.

Nos primeiros anos da década de 50 um problema que atrasava o desenvolvimento da tecnologia era a baixa fiabilidade dos motores de combustível líquido. Este problema conduziu posteriormente ao conceito de «um estágio e meio» no qual todos os motores entram em ignição antes de deixar a plataforma de lançamento e os motores principais são separados numa determinada fase do voo, sendo este mantido por motores de sustentação. Este método permitia a verificação do bom funcionamento de todos os motores antes  do veículo deixar a plataforma de lançamento.

A ordem para o desenvolvimento em grande escala do Atlas surge em Janeiro de 1955, sendo designado WS107A-L (Weapons System 107A-L). Na Convair o projecto era designado Modelo-7, curiosamente o mesmo número que, na União Soviética, Korolev dava ao seu míssil. Em Setembro de 1955 o projecto de desenvolvimento do Atlas recebe a classificação de prioridade nacional quando os relatórios dos serviços secretos indicam que a União Soviética está adiantada no desenvolvimento da tecnologia dos mísseis balísticos intercontinentais. O projecto torna-se num dos programas mais complexos de desenvolvimento, produção e teste jamais levados a cabo nos Estados Unidos e em certa parte comparável ao Projecto Manhatan.

O primeiro teste do sistema de propulsão tem lugar a 21 Junho de 1956 na Base Aérea de Edwards e resulta num fracasso. Um novo teste realizado no dia seguinte, no qual o motor teve uma ignição de 4s, é coroado de sucesso. Os primeiros veículos de teste são terminados no final desse ano. O primeiro voo do Atlas-A (Atlas-A 4A) tem lugar a 11 de Junho de 1957 e o veículo é destruído devido a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. Um segundo teste (Atlas-A 6A) tem lugar a 25 de Setembro de 1957 e o veículo é novamente destruído, desta vez aos três minutos de voo devido novamente a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. O primeiro voo com sucesso do Atlas-A (Atlas-A 12A) ocorre a 17 de Dezembro de 1957 com o míssil a atingir o alvo localizado a 965 km.

Lançamento Data e hora de lançamento Tipo

Missão

 Local de lançamento Carga
2020-029 17/Mai/20

13:14:00,241

 501

AV-081

 Cabo Canaveral AFS

SLC-41

 USSF-7 (X-37B OTV-6)

FalconSat-8
2020-052 30/Jul/20

11:50:00,233

 541

AV-088

 Cabo Canaveral AFS

SLC-41

 Mars 2020
2020-078 03/Nov/20

22:58

 531

AV-090

 Cabo Canaveral AFS

SLC-41

 NROL-101
2021-042 18/Mai/21

17:31

 421

AV-091

 Cabo Canaveral SFS

SLC-41

 SBIRS-GEO 5

TDO-3

TDO-4
2021-088 27/Set/21

18:12:00,153

 401

AV-092

 Vandenberg SFB

SLC-3E

 Landsat-9

ELaNa 34: CUTE

CuPID

Cesium-M1A

Cesium-M1B
2021-093 16/Out/21

09:34:00,192

 401

AV-096

 Cabo Canaveral SFS

SLC-41

 Lucy
2021-118 01/Dez/21

10:19:00

 551

AV-093

 Cabo Canaveral SFS

SLC-41

 STPSat-6

LDPE-1
2022-006 21/Jan/22

19:00:00

 511

AV-084

 Cabo Canaveral SFS

SLC-41

 GSSAP-5 (Hornet-5)

GSSAP-6 (Hornet-6)
2022-021 01/Mar/22

21:38:00,116

 541

AV-095

 Cabo Canaveral SFS

SLC-41

 GOES-T
2022-055 19 / Mai / 22

22:54:47

 N22

AV-082

 Cabo Canaveral SFS

SLC-41

 CST-100 Starliner (Boe-OFT 2)

O primeiro míssil operacional, o Atlas-D, constituiu a base do lançador das cápsulas tripuladas do Programa Mercury. Utilizando os estágios superiores Agena e Centaur, o Atlas tornou-se no lançador médio por excelência dos Estados Unidos sendo utilizado para lançar veículos para a órbita geossíncrona e sondas planetárias.

A família de lançadores Atlas-V oferece diferentes versões do mesmo veículo que podem ser utilizadas para colocar em órbita todo o tipo de cargas. O Atlas-V foi desenvolvido de forma a satisfazer as necessidades da USAF ao abrigo  do programa EELV (Evolved Expendable Lauch Vehicle) e da demanda internacional por parte da ILS (International Launch Services) para satisfazer os seus clientes comerciais e governamentais.

Tendo como base o denominado CCB (Common Core Booster), o Atlas-V divide-se em duas versões: o Atlas-V 400 e o Atlas-V 500. Estas versões podem ser facilmente distinguidas pela utilização da ogiva normal utilizada em anteriores Atlas e este será a versão 400. Por seu lado a versão 500 utiliza uma ogiva muito maior e com um diâmetro de 5,0 metros, sendo baseada na ogiva utilizada pelo lançador europeu Ariane-5. A versão Atlas-V 500 pode ainda incorporar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, aumentado assim a sua capacidade de carga útil.

Tanto a versão 400 como a versão 500 utilizam como segundo estágio uma versão alongada do estágio Centaur (CIII). O CIII pode ser utilizado com somente um motor (Single-Engine Centaur) ou então com dois motores (Dual- Engine Centaur).

O Atlas-V pode ser lançado a partir do SLC-41 (Space Launch Complex-41) do Cape Canaveral Air Force Station ou então do SLC-3W (Space Launch Complex-3W) da Vandenberg Air Force Base.

De forma geral o Atlas-V é um lançador a dois estágios podendo ser auxiliado por um máximo de cinco propulsores sólidos acoplados ao primeiro estágio. Pode colocar 12.500 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou então 5000 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Durante o lançamento é capaz de desenvolver 875.000 kgf, tendo um peso de 546.700 kg. O seu comprimento total é de 58,3 metros e o seu diâmetro base atinge os 5,4 metros.

O primeiro estágio do Atlas-V, o CCB, tem um comprimento de 32,5 metros e um diâmetro de 3,8 metros, tendo um peso bruto de 306.914 kg e um peso sem combustível de 22.461 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.286 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 253 s. O CCB está equipado com um motor RD-180 de fabrico russo que consome oxigénio líquido (LOX) e querosene. O RD-180 tem duas câmaras de combustão, tendo um comprimento de 3,6 metros e um diâmetro de 3,0 metros, tendo um peso de 5.393 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.050 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 150 s.

O RD-180 é o único motor que tem a capacidade de aumentar e diminuir a sua potência durante o voo e que é utilizado em lançadores americanos (não tendo em conta o SSME utilizado nos vaivéns espaciais). Durante o primeiro voo do Atlas-3 (no qual o RD-180 também foi utilizado), o motor utilizou somente 74% do máximo de 423.286 kgf que pode desenvolver na fase inicial do lançamento e nos três minutos seguintes aumentou a potência até 92% do total, voltou a diminuir para 65% e a aumentar para 87%. Assim, a capacidade de aumentar e diminuir a potência do motor significa uma viagem mais suave tanto para o foguetão como para a carga que transporta, permitindo também uma utilização mais eficiente do combustível. O RD-150 foi certificado para a utilização no Atlas-V através de uma série intensiva de testes levados a cabo pela NPO Energomash, Khimky, e sob a direcção da Lockheed Martin.

Podendo usar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, pesando cada um 40.824 kg e tendo um comprimento de 17,7 metros e um diâmetro de 1,6 metros. Desenvolvidos pela Aerojet, cada propulsor desenvolve no lançamento uma força de 130.000 lgf, tendo um Ies de 275 s e um Ies-nm de 245 s e um Tq de 94 s.

Na missão NROL-101 foram pela primeira vez utilizados os propulsores GEM-63 Graphite Epoxy Motor 63 (GEM-63). O novo propulsor tem um diâmetro de 1,6 metros e o seu desenho capitaliza projetos existentes, de materiais comuns e de processos de fabrico de baixo custo desenvolvidos nos motores GEM, Orion e CASTOR anteriores da Northrop Grumman. Com 20 metros de comprimento, o GEM 63 é o motor de foguete sólido de fuselagem única mais longo que a Northrop Grumman já construiu.

Tais como os propulsores anteriores, os GEM-63 entram em ignição na plataforma de lançamento e o seu tempo de queima é de 94 segundos, cada um consumindo 47.990 kg de propelente para produzir 2.025,72 kN de impulso máximo para aumentar o impulso produzido pelo motor principal RD-180.

A utilização dos GEM-63 serve como ganho de experiência para os GEM-63XL que serão utilizados no foguetão Vulcan.

O segundo estágio do Atlas-V, Centaur V1, tem um comprimento de 12,7 metros e um diâmetro de 3,1 metros, tendo um peso bruto de 22825 kg e um peso sem combustível de 2.026 kg. Desenvolve uma força de 10.115 kgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 894 s. O Centaur V1 está equipado com um motor RL-10A-4-2 fabricado pela Pratt & Whitney, consumindo LOX e LH2. O RL-10A-4-2 tem uma câmara de combustão, tendo um peso de 167 kg. No lançamento desenvolve uma força de 10.110 lgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 740 s.

A designação que é dada a cada versão do lançador é composta por uma numeração em três dígitos. O primeiro dígito indica o diâmetro da ogiva utilizada pelo lançador (em metros). Assim, por exemplo quando temo um veículo Atlas-V/400, significa que estamos na presença de uma ogiva com 4 metros de diâmetro. O segundo dígito indica o número de propulsores sólidos utilizados no lançador e pode variar entre 0 (zero) e 5 (de salientar que a versão Atlas-V/400 não usa propulsores laterais de combustível sólido e por isso só veremos este número na versão Atlas-V/500). Finalmente, o terceiro dígito indica o número de motores presentes no estágio Centaur e que pode variar entre 1 ou 2 motores.

A construção do SLC-41 foi iniciada em Abril de 1965 e terminada nesse mesmo ano. Foram necessários mais de 6,5 milhões de metros cúbicos de terra provenientes do Rio Banana, para se fazerem as fundações do complexo, composto por uma torre de serviço móvel MST (Mobile Service Tower) e por uma torre umbilical UT (Umbilical Tower) que faziam parte das instalações de lançamento dos foguetões Titan. A MST tinha uma altura de 80,7 metros e pesava mais de 2.268 t. Por seu lado a UT atingia os 53,3 metros de altura e pesava 907,2 t.

A USAF aceitou o complexo a 12 de Dezembro de 1965 e utilizou-o pela primeira vez no dia 21 de Dezembro de 1965 para lançar um foguetão Titan-IIIC . Nos anos seguintes o complexo e a plataforma foram utilizados como ponto de partida para várias missões históricas como a Voyager-1, Voyager-2, Viking-1 e a Mars Pathfinder.

Em 1986 o complexo sofreu uma renovação para albergar o lançamento dos foguetões Titan-IV. O primeiro lançamento desta nova versão do Titan deu-se a 14 de Junho de 1989  e o último a 9 de Abril de 1999 .

De forma a compreender a natureza do SLC-41 ajudará visualizando o tamanho do foguetão Titan-IV. Atingindo mais de 34 metros de altura, 10 metros de diâmetro, pesando mais de 861,8 t e gerando mais de 635 t de força no lançamento, o Titan-IV equipado com um estágio superior Centaur era capaz de colocar uma carga de 5,4 t numa órbita geossíncrona. Cargas ainda mais pesadas poderiam ser colocadas em órbitas mais baixas ou em órbitas polares.

TDRS-L_2014-01-23_18-21-51A evolução da tecnologia levou a que o Titan-IV fosse considerado obsoleto, tendo a USAF contratado a Lockheed Martin para desenvolver um novo sistema de lançamento que é agora o Atlas-V. Os engenheiros da Lockheed foram encarregues de desenvolver não só o novo lançador, mas também as instalações de lançamento do novo veículo. Assim, o SLC-41 teve de sofrer uma transformação para albergar o seu novo vector de lançamento. A primeira fase da transformação do complexo passou pela remoção das velhas torres para que as novas torres pudessem ser construídas. A empresa Olshan Demolishing Management foi contratada par desmantelar e demolir o velho complexo. O plano inicial previa que as torres fossem desmontadas peça por peça, porém devido ao facto que o calendário dos trabalhos foi progressivamente atrasado devido às investigações relacionadas com acidentes com o Titan-IV, a Olshan optou por contratar a empresa Dykon, Inc., para demolir as torres utilizando explosivos. Nesta fase colocava-se o receio das explosões danificarem de qualquer de uma maneira ou de outra o Complexo de Lançamento 39 utilizado pelos vaivéns espaciais, pois estas estruturas localizam-se muito perto do SLC-41.

Depois de serem asseguradas todas as medidas de segurança, a USAF deu luz verde para a demolição das torres que veio a acontecer a 14 de Outubro de 1999. Depois  das torres serem abatidas, a Olshan iniciou um processo de reciclagem. Durou mais de oito semanas para cortar a torre em pedaços que pudessem ser manejáveis e posteriormente transportados para um edifício situado em Port Canaveral, onde foram recicladas.

Actualmente o SLC-41 é um dos mais sofisticados existentes no planeta e representa a maior alteração na filosofia da indústria de foguetões dos Estados Unidos nos últimos anos. O SLC-41 foi transformado na primeira “clean pad” a ser utilizada pelos americanos. Este conceito passa por montar o foguetão num edifício de montagem em vez de se montar o lançador por estágios na própria plataforma de lançamento como se fazia desde os primórdios do programa espacial americano. Sendo montado no edifício de montagem, o lançador é posteriormente transportado para a plataforma de lançamento algumas horas antes da ignição. A “clean pad” significa também que a utilização de grandes torres de serviço na plataforma de lançamento deixam de ser necessárias. Da mesma forma, o espaço de tempo gasto na preparação dos lançadores fica mais reduzido e deixam de existir problemas relacionados com as convencionais plataformas de lançamento que podem atrasar o início de uma missão por vários meses.

O centro nevrálgico do SLC-41 é o denominado Atlas-V Spaceflight Operations Center (ASOC), combinando num só lugar o que anteriormente estava espalhado por diversos locais. O edifício onde está localizado o ASOC era anteriormente utilizado para processar os propulsores laterais de combustível sólido utilizados pelo Titan-IV, sendo completamente reformulado e expandido pela Lockheed. Situado a 6,6 km da plataforma de lançamento, é neste edifício multiusos para onde o estágio Atlas-V e o estágio superior Centaur são transportados logo após a chagada ao Cabo Canaveral e vindos das oficinas em Denver, Colorado. Aí, os técnicos da Lockheed podem realizar vários testes nos estágios e depois armazená-los temporariamente até ser altura de serem transportados para o edifício de montagem para serem preparados para o lançamento. No interior do ASOC também está situado o centro de controlo de lançamento que alberga os técnicos oficiais da missão, as equipas de engenheiros da Lockheed, clientes e os técnicos que controlam a contagem decrescente.

O centro de controlo possui doze consolas de controlo no primeiro andar destinadas à equipa que dirige o lançamento. Entre estas consolas encontra-se a posição do Director de Lançamento, do Assistente do Director do Lançamento, as posições de controlo e monitorização dos propelentes do Atlas e do Centaur, a posição do controlo de voo e de sistemas eléctricos do lançador, a posição de controlo do software no solo, a posição de controlo das instalações eléctricas, posição de controlo ambiental, de segurança e do monitor que controla os limites de emergência que podem ser atingidos. Ainda no primeiro andar do edifício existem duas salas, situadas à direita  da equipa que controla o lançamento, onde está localizada a rede de informática do computador principal e uma estação de controlo operacional por satélite.

No segundo andar do edifício existem três salas que albergam a equipa de engenheiros responsáveis pelo lançador, a equipa que controla a carga transportada e a equipa principal de directores do lançamento. É nesta sala que se toma a decisão final de lançar ou não lançar o Atlas-V. Ainda neste piso existem duas salas com lugares sentados e pontos de observação para engenheiros e clientes observarem o decorrer da contagem decrescente e do lançamento.

A parede frontal da sala do centro de controlo está equipada com vários relógios, mostradores da contagem regressiva, emblemas e um ecrã de vídeo que mostra várias imagens da plataforma de lançamento recolhidas de diferentes ângulos, além de vários gráficos de diferentes dados.

Sendo controlados a partir do ASOC, o Atlas-V é montado no interior do VIF (Vertical Integration Facility). Este edifício, que começou a ser construído em Janeiro de 1999, tem uma altura máxima de 90 metros e está localizado a 550 metros da plataforma de lançamento. No seu interior está situado um guindaste de 60 t com uma capacidade de levantar os diferentes segmentos do Atlas-V e colocá-los na plataforma móvel de lançamento. Após a verificação dos diferentes estágios no ASOC, estes são transportados na horizontal para o VIF. O CCB segue em primeiro lugar, seguido pela secção cilíndrica que compõe o inter-estágio e do estágio Centaur. A última peça deste lego é a secção “boat-tail”. As missões futuras serão também aqui colocados os propulsores laterais de combustível sólido.

Após a montagem, o lançador passa por mais uma série de testes antes da carga a transportar ser entregue no VIF para montagem. O satélite é processado e abastecido do seu combustível de manobra num local separado do VIF e que tanto pode ser as instalações comerciais da Astrotech localizadas em Titusville, a 35 km de distância, ou então num edifício governamental caso se tratem de cargas militares ou da NASA. Após o processamento o satélite é colocado no interior de um contentor de segurança e protecção antes de deixar o e edifício de processamento e de iniciar a sua viagem até ao SLC-41. No SLC-41 é levantado até ao nível superior do estágio Centaur e colocado no seu topo. Segue-se um teste IST (Integration Systems Test) entre o foguetão lançador e a sua carga para confirmar uma boa ligação entre os dois e que ambos estão prontos para o lançamento. Segue-se o transporte até à plataforma de lançamento.

O VIF foi construído de forma a suportar ventos de furacão até uma velocidade de 225 km/h. Possui várias plataformas móveis que possibilitam o acesso às diferentes zonas do foguetão e está equipado com uma porta reforçada com uma largura de 12,5 metros e uma altura de 84 metros que se recolhe na vertical, permitindo o transporte dos vários estágios do Atlas-V para o interior do edifício e a posterior saída do lançador para a plataforma de lançamento. Na construção do VIF foram utilizados 200 camiões de cimento (que equivaleram a 1.376 m3 de cimento) para a construção das suas fundações e 3.250 t de aço para a construção das suas paredes.

Dados estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 6222

– Lançamento orbital EUA: 1803 (28,98%)

– Lançamento orbital desde Cabo Canaveral: 818 (13,15% – 45,37%)

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

6223 – 20 Mai (1020:??) – Jiuquan, LC43/94 – Chang Zheng-2C/YZ-1S – ??

6224 – 25 Mai (1835:??) – Cabo Canaveral SFS, SLC-40 – Falcon 9-156 (1061.8) Transporter-5 – Capella-9, Umbra-03, Umbra-04, ÑuSat-28, ÑuSat-?, GHOSt-01, GHOSt-02, GHGSat-C3, GHGSat-C4, GHGSat-C5, Sherpa-AC1 (KSF-3a, KSF-3b, KSF-3c, KSF-3d), Vigoride-3 (ION-SCV 006, SELFIESAT, FossaSat-2E7, FossaSat-2E8, FossaSat-2E9, FossaSat-2E10, FossaSat-2E11, FossaSat-2E12, FossaSat-2E13, Veery FS-1), Reliant-1 (SharedSat-3, Foresail-1, Planetum-1), CICERO-2 1, CICERO-2 2, Varisat-1A, Varisat-1B, Varisat-1C, PTD-3 (Tyvak-0125), ???, Mars Outpost Demo

6225 – 31 Mai (????:??) – Onenui (Máhia), LC-1A – Electron/Photon (F27 ‘CAPSTONE’) – CAPSTONE, Lunar Photon

6226 – 03 Jun (0933:??) – Baikonur, LC31 PU-6 – 14A14-1A Soyuz-2.1a (S15000-052) – Progress MS-20 (№450), YuZGU-55 (11) (RadioSkaf RS-16), YuZGU-55 (12) (RadioSkaf RS-17), Tsiolkovsky-Ryazan 1, Tsiolkovsky-Ryazan 2

6227 – 05 Jun (0244:??) – Jiuquan, LC45/91 – Chang Zheng-2F/G (Y14) – Shenzhou-14