Em Órbita 123 - Abril de 2012

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Em Órbita

Em Órbita n.º 123 (Vol. 12) – Abril de 2012

a Capa: O terceiro ATV a caminho da plataforma de lançamento em Kourou, Guiana Francesa. Imagem: ESA.

Índice O projecto 7K-9K-11K 3 Lançamentos orbitais em Março de 2012 4 ‘Edoardo Amaldi’ visita a ISS 5 Proton-M lança Intelsat-22 28 O último voo do foguetão Proton-K/DM-2 39 China lança satélite de comunicações 55 Quadro de lançamentos recentes 74 Outros objectos catalogados 75 Regressos / Reentradas 75 Lançamentos orbitais previstos para Abril e Maio de 2012 77 Próximos lançamentos tripulados 78 Futuras Expedições e actividades na ISS 80 Lançamentos Suborbitais 83 Cronologia Astronáutica (LXXVI) 85 Explicação dos termos técnicos 86

O boletim Em Órbita, dedicado à Astronáutica e à Conquista do Espaço, é da autoria de Rui C. Barbosa e tem uma edição electrónica mensal. Versão web (http://www.zenite.nu/orbita/ - www.zenite.nu): Estrutura: José Roberto Costa; Edição: Rui C. Barbosa

este número colaboraram José Roberto Costa, Manuel Montes e Jonathan McDowell.

Qualquer parte deste boletim não deverá ser reproduzida sem a autorização prévia

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Rui C. Barbosa BRAGA

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O projecto 7K-9K-11K

Em Dezembro de 1962 Serguei Korolev terminava o seu plano inicial para um veículo espacial versátil para suceder à Vostok. O veículo 7K Soyuz foi inicialmente desenhado para servir como um veículo para transportar os cosmonautas em missões de encontro e acoplagem em órbita terrestre, e mais tarde para missões lunares, indo buscar as suas origens ao projecto Sever. Este projecto tinha como objectivo o estudo dos problemas relacionados com a manobrabilidade em órbita terrestre, e o encontro e acoplagem, de uma forma semelhante ao Projecto Gemini dos Estados Unidos.

Inicialmente, em 1961, o veículo Soyuz derivava da modernização das cápsulas Vostok-3KA e era composto por três estágios que seriam acoplados em órbita terrestre utilizando um veículo de reboque tripulado do tipo Vostok, com a cápsula Soyuz a ser colocada em órbita mais tarde para uma missão lunar e regresso à Terra.

Em Dezembro de 1962 todos os vestígios da Vostok haviam desaparecido do projecto e a Soyuz surgia então como uma cápsula tripulada por dois cosmonautas e incluía dois outros veículos, sendo o bloco de aceleração 9K e o veículo de abastecimento 11K Soyuz-V (Союз-В), com uma massa de cerca de 5.900 kg, sendo ambos colocados em órbita pelo foguetão 11A511 Soyuz.

Uma missão circumlunar começaria pelo lançamento do veículo 9K, seguindo-se vários veículos 11K que iriam acoplar de forma automática com o veículo 9K. Após a acoplagem, proceder-se-ia à transferência do propolente para o 9K e no final o veículo 7K seria colocado em órbita com os dois cosmonautas a bordo. Após a acoplagem com o veículo 9K, o conjunto seria propulsionado para uma trajectória circumlunar.

Porém, cedo surgiram as dificuldades no desenvolvimento do projecto e Korolev compreendeu que tal só seria possível com o financiamento do Ministério da Defesa Soviético que por seu lado não via com bons olhos os gastos em projectos que não tivessem aplicação militar. Assim, Korolev juntou ao seu projecto inicial o desenvolvimento de dois outros veículos: o Soyuz-P, um veículo de intercepção orbital, e o Soyuz-R, um veículo de reconhecimento orbital. Com estes dois projectos, os militares acabariam por apoiar o desenvolvimento da Soyuz.

Assoberbado de trabalho, Korolev acaba por criar uma linha de produção paralela pois as suas oficinas (OKB-1) estava a trabalhar em três projectos espaciais tripulados, nomeadamente no veículo Voskhod-3KV com capacidade para três cosmonautas, no veículo Voskhod-3KD com capacidade para dois cosmonautas e actividades extraveículares, no foguetão lançador 11A52 N-1 e suas variantes 11A53 N-11 e 11A54 N-111, além de outros veículos não tripulados. Assim, foi decidido que o OKB-1 deveria concentrar-se no desenvolvimento do veículo 7K e que o desenvolvimento dos veículos 9K e 11K seriam transferidos para outras oficinas, nomeadamente para a Filial 3 do OKB-1 em Samara.

No entanto, os acontecimentos não seguiram o caminho que Korolev desejava e previra, e enquanto que a sua filial recebia o orçamento desejado para o desenvolvimento dos veículos 9K e 11K, a versão Soyuz-A não receberia o apoio para ser incluída no programa espacial soviético. De facto, o projecto 7K-9K-11K requeria que durante a missão fossem realizadas com sucesso cinco acoplagens automáticas sucessivas, coisa que parecia impossível na altura. Assim, as autoridades soviéticas deram preferência ao projecto de Vladimir Chelomei, arqui-rival de Korolev, para conquistar a Lua. O projecto de Chelomei previa o lançamento do veículo LK-1 tripulado por um único cosmonauta por um foguetão 8K82K Proton-K. O projecto de Chelomei seria apresentado a 3 de Agosto de 1964, no mesmo dia que as autoridades soviéticas emitiam um decreto para fazer avançar os planos soviéticos para chegarem à Lua antes dos Estados Unidos. Enquanto que Chelomei desenvolvia o veículo LK-1, Korolev ficaria responsável pelo desenvolvimento do projecto N1-L3 para uma alunagem tripulada.

O projecto 7K-9K-11K acabaria por ser cancelado, mas o projecto da Soyuz-A seria desenvolvido em segredo por Korolev para no futuro se transformar noutras missões.

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Lançamentos orbitais em Março de 2012 Em Março de 2012 foram levados a cabo 4 lançamentos orbitais e colocaram-se em órbita 4 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Março de 2012 foram realizados 4848 lançamentos orbitais, 375 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 7,7% do total e a uma média de 6,9 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Janeiro no qual se verificam menos lançamentos orbitais (290 lançamentos que correspondem a 6,0% do total de lançamentos com uma média de 5,3 lançamentos) e é no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (num total de 484 lançamentos que correspondem a 10,0% com uma média de 9,0 lançamentos).

Lançamentos orbitais em Março desde 1957

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Lançamentos orbitais entre 1957 e 2012 (Março)

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1957

1962

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1972

1977

1982

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Ano

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‘Edoardo Amaldi’ visita a ISS

O segundo veículo ATV (Automated Trasnfer Vehicle) foi lançado às 2213:26UTC do dia 15 de Fevereiro de 2010 na sua primeira missão operacional após o sucesso do voo do ATV-1 Jules Verne. Os veículos de transporte de carga europeus assumem assim um papel importante nas operações da estação espacial internacional, enquanto que a agência espacial europeia ESA prepara já o terceiro ATV baptizado com o nome de Edoardo Amaldi.

ATV, transporte de carga para a ISS Conceito da missão e o papel do ATV

A estação espacial internacional depende de entregas regulares de equipamento experimental e de partes sobressalentes, bem como de alimentos, ar e água para a sua tripulação permanente.

Desde a sua primeira viagem em Abril de 2008, o ATV tornou-se num veículo de reabastecimento indispensável para as operações da ISS. Aproximadamente a cada 17 meses, o ATV transporta 6.600 kg de carga para a estação a 400 km acima da superfície do planeta. Um sistema de navegação de alta precisão a bordo guia o ATV numa trajectória em direcção á ISS, acoplando com o módulo Zvezda. O ATV permanece então acoplado como uma parte integral e pressurizada da estação durante seis meses. Após este período, separa-se e reentra na atmosfera terrestre, destruindo-se juntamente com cerca de 6.400 kg de desperdícios da ISS.

Inteligente e poderoso

Para uma acoplagem com sucesso com a ISS, o ATV tem de ser um veículo altamente inteligente e capaz. O ATV, que é equipado com os seus próprios

sistemas de propulsão e de navegação, é um veículo multifuncional, que combina as capacidades totalmente automáticas de um veículo não tripulado, com os requisitos do voo espacial tripulado. A missão do ATV é quase uma combinação de ‘barco rebocador’ com uma ‘barcaça’.

O seu exterior é um cilindro branco com 10,3 metros comprimento e até 4,5 metros de diâmetro. A estrutura do ATV é coberta com uma folha isoladora em cima de painéis de protecção anti-meteoritos. Estendendo-se a partir do corpo principal do veículo encontram-se os característicos painéis solares azuis metalizados em forma de X. No interior, o ATV é composto por dois módulos, o Módulo de Serviço e o módulo pressurizado Contentor de Carga Integrado. A parte frontal do Contentor de Carga acopla com a ISS. Apesar de não haver tripulação a bordo do ATV, uma vez acoplado com a estação espacial, os astronautas envergando as suas normais roupas de trabalho podem entrar no ambiente pressurizado para carregar ou descarregar carga. O Contentor de Carga é muito semelhante ao módulo MPLM (Multi-Purpose Logistics Module) de fabrico europeu, a partir do qual deriva. O MPLM já viajou como uma ‘barcaça espacial’ transportando equipamento de e para a estação espacial utilizando o vaivém espacial.

Contentores e tanques

A secção pressurizada com um volume de 48 m3 possui espaço para até oito contentores standard que transportam elementos modulares utilizados para carga. O Contentor de Carga Integrado também alberga vários tanques, contendo até 840 kg de água potável, 860 kg de propolente para reabastecimento dos sistemas de propulsão da estação, e 100 kg de ar (oxigénio e azoto). O ‘nariz’ da secção de carga contém o equipamento de acoplagem de fabrico russo com sensores de aproximação e antenas.

O Módulo de Serviço do ATV navega com quatro motores (490 N de força) juntamente com 28 pequenos motores (220 N) para controlo de atitude. Após a acoplagem, o ATV pode levar a cabo manobras de controlo de atitude ou manobras de evasão para toda a estação espacial.

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Elevação da órbita da ISS

A intervalos regulares o ATV eleva a ISS para órbitas mais elevadas para superar os efeitos do arrastamento e do atrito com a atmosfera terrestre. A perda natural de altitude da ISS pode atingir várias centenas de metros por dia. Para levar a cabo estas manobras o ATV possui até 4.000 kg de propolente.

Dependendo do tempo de vida operacional da ISS, a ESA planeia a construção de sete ATV. Trinta empresas de dez países europeus, bem como oito outras companhias da Rússia e dos Estados Unidos, partilham o trabalho com a EADS Space

Transportation (França), que é a empresa principal.

Fases de voo do ATV O veículo Jules Verne foi o primeiro de sete ATV planeados para serem lançados desde 2008 e ao longo dos anos seguintes. O voo do Jules Verne diferenciou-se das missões posteriores, porque foi utilizado para demonstrar um número de características especiais do ATV – controlo de atitude, a capacidade do Centro de Controlo do ATV de levar a cabo a navegação orbital com o seu próprio GPS, a sua capacidade para executar manobras orbitais e de evasão, sendo esta última uma característica de segurança para a ISS.

Lançamento

O ATV é lançado desde o CSG Kourou, na a Guiana Francesa, por um foguetão Aeiane-5ES e injectado numa órbita com uma inclinação de 51,6º – a mesma inclinação da órbita da ISS – a uma altitude de cerca de 260 km, enquanto que a altitude orbital da estação é de cerca de 340 km. Aproximadamente 75 minutos após o lançamento, quando é confirmada a separação do último estágio do foguetão lançador, o ATV torna-se num veículo espacial automático.

Fase de voo orbital individual

De seguida, o ATV entra na parte faseada da missão. Um conjunto de manobras orbitais preparadas pelo Centro de Controlo ATV, são executadas para levar o ATV até uma distância de 36 km atrás e 5 km abaixo da ISS. Se necessário, o ATV pode esperar numa posição de distância fixa (2.000 km) em relação à ISS.

Encontro e acoplagem

Após a finalização da parte faseada da missão, os controladores no solo dirigem o ATV numa aproximação passo por passo. Esta aproximação requer autorização por parte do Centro de Controlo de Missão Russo em Moscovo porque o ATV vai acoplar com o módulo Zvezda. É também necessária uma coordenação com o Centro de Controlo de Missão em Houston, pois são responsáveis por toda a ISS. Para cada um destes passos, o ATV leva a cabo manobras automáticas.

Sensores como visão humana

Para as manobras finais de aproximação, o ATV utiliza sensores semelhantes a olhos,

combinados com sistemas de medição paralelos que garantem uma acoplagem automática com uma incrível precisão de 1,5 cm enquanto que o veículo e a ISS circulam a Terra a uma velocidade de 28.000 km/h.

Caso ocorram problemas de última hora, tanto os computadores do ATV, como o centro de controlo ou a tripulação da ISS, podem accionar uma sequência anti-colisão pré-programada que é totalmente dependente do sistema de navegação principal.

Uma extensão da estação

Uma vez acoplado, o ATV permanece como uma parte intrínseca da ISS até seis meses, tornando-se uma extensão da estação espacial.

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Reentrada destrutiva

Após seis meses sendo uma extensão da ISS, o ATV é carregado com até 6.500 kg de materiais desnecessários na ISS, e separa-se com os mesmos procedimentos de segurança que foram executados na acoplagem. O ATV é então completamente destruído numa reentrada controlada sobre o Oceano Pacífico.

Carga líquido e seca

O ATV foi desenhado para reabastecer a ISS com 6.600 kg de carga. Dependendo das necessidades a bordo da estação, o ATV é capaz de acomodar muitas combinações distintas de abastecimentos, transportando até: 855 kg de água potável, 102 kg de ar (oxigénio e azoto), 860 kg de propolente para o sistema de propulsão da ISS, 4.000 kg de propolente para as manobras orbitais da ISS, e 3.200 kg de carga tais como sacos, contentores e mantimentos.

Capacidade de carga do ATV Tendo por base a actual capacidade de carga do foguetão Ariane-5ES, o ATV pode transportar para a ISS um pouco mais de 6.600 kg de carga. Adicionalmente, para um perfil de voo típico, o ATV transporta cerca de 2.500 kg de propolente para o seu próprio uso, isto é propolente utilizado para as manobras de aproximação e acoplagem com a ISS, para a realização de manobras, e eventualmente para a manobra de reentrada atmosférica no final da sua missão.

Os pesos são calculados para cada missão dependendo das necessidades de carga, mas de forma geral o total de capacidade de carga bruta pode ser alocada da seguinte forma1:

Carga Quantidade

Propolente de apoio propulsivo Até 4.000 kg Esta representa a maior parte da carga a bordo do ATV. Este propolente é utilizado pelo ATV para elevar a ISS para uma órbita mais elevada para assim eliminar os efeitos do arrastamento e do atrito atmosférico; para controlo da atitude da ISS; e para manobras de evasão necessárias para evitar colisões com detritos orbitais. O propolente consiste em dois fluidos diferentes: Monometil Hidrazina (MMH) e Óxidos de Azoto (MON3).

Propolente para reabastecimento Até 860 kg Uma vez acoplado com a ISS, podem ser transferidos até 860 kg de propolente para a estação espacial. Este consiste em dois fluidos diferentes: Dimetil Hidrazina Assimétrica (UDMH) e Tetróxido de Azoto (N2O4), que proporciona uma fonte de oxigénio para que o combustível possa ser queimado em órbita. Este é utilizado pela ISS para controlo orbital e de atitude com os seus próprios motores.

Água Até 855 kg Esta é a água potável a ser utilizada pela tripulação para beber, reidratação de alimentos e higiene oral.

Gases Até 102 kg Dois de três tipos de gases (oxigénio, azoto e ar) podem ser transportados para reabastecer a atmosfera no interior da ISS, que é similar á atmosfera terrestre.

Carga seca Até 3.200 kg Esta carga pode consistir de alimentos, partes sobressalentes, roupas e outros itens variados.

O ATV-2 Johannes Kepler tem uma carga máxima no lançamento de 20.050 kg com um total de carga de cerca de 6.600 kg. O veículo terá uma massa de cerca de 9.800 kg.

1 É óbvio que nem todos os totais de carga assinalados podem ser transportados ao mesmo tempo num único voo.

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Configuração do ATV O exterior do ATV é um cilindro branco com 10,3 metros comprimento e até 4,5 metros de diâmetro. Os característicos painéis solares azuis metalizados em forma de X abrem-se 100 minutos após o lançamento e cada painel solar tem uma envergadura de 22,3 metros. Os quatro painéis são totalmente independentes o podem rodar para obter a melhor orientação em relação ao Sol. São

capazes de produzir uma média de 4.800 watts – fornecendo energia às baterias recarregáveis que são vitais para fornecer energia aos sistemas do ATV quando o veículo está na sombra da Terra.

O ATV é composto por dois módulos, o Módulo de Serviço e o módulo pressurizado Contentor de Carga Integrado.

O Contentor de Carga Integrado do ATV

Propulsionado e pilotado pelo Módulo de Serviço, o Contentor de Carga Integrado representa 60% do volume total do ATV. Tem como função o transporta da totalidade da carga de reabastecimento com uma capacidade máxima de até 6.600 kg.

O Contentor de Carga Integrado pode transportar dois tipos de carga: Carga Seca e Carga de Fluidos. A Carga Seca representa o equipamento crítico e parcelas pessoais, e está armazenada numa parte espaçosa e pressurizada do Contentor de Carga, acessível à tripulação da ISS. A Carga de Fluidos, como por exemplo propolente de reabastecimento para a estação espacial, é armazenada na parte não pressurizada do Contentor de Carga, na parte posterior do Contentor de Carga Integrado. Os seus conteúdos são transferidos através condutas para o sistema da ISS ou através de mangueiras manuais.

O Contentor de Carga Integrado é composto por duas partes: uma de maior volume que representa cerca de 90% do volume total e que é o módulo pressurizado cuja parte frontal acopla com a ISS, permitindo o acesso através de uma escotilha; a parte não pressurizada, representa cerca de 10% do volume total, está localizada na parte posterior denominada EEB (Equipped External Bay).

A secção pressurizada de 48 m3 do Contentor de Carga Integrado possui espaço para oito contentores standard fabricados em alumínio com desenho modular para armazenar equipamento e sacos de transferência.

A EEB do Contentor de Carga Integrado alberga 22 tanques esféricos de diferentes tamanhos e cores (imagem ao lado). Estes tanques são utilizados para reabastecer a estação com propolente de reabastecimento, água e gases (oxigénio, azoto, ou ar) para a tripulação. A secção cilíndrica e os seus tanques não são visíveis desde o exterior do ATV pois estão escondidos por detrás da interface que liga o Contentor de Carga ao Módulo de Serviço do ATV.

Apesar de ninguém viajar a bordo do ATV, os astronautas envergando as regulares roupas em órbita podem ter acesso aos conteúdos da parte pressurizada do Contentor de Carga Integrado durante as operações conjuntas de voo orbital.

Também a carga seca é armazenada no Contentor de Carga Integrado, o segmento superior pressurizado que acopla com a ISS. O ar transportado no ATV pode ser manualmente libertado do Contentor de Carga para a estação através da escotilha que liga os dois veículos.

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Sistema de acoplagem russo

O ‘nariz’ do Contentor de Carga Integrado (imagem ao lado) contém o equipamento de acoplagem de fabrico russo e várias ligações de sensores de aproximação. O sistema de acoplagem russo permite a ligação física, eléctrica e de transferência de propolente com a estação espacial; também proporciona o acesso da tripulação da ISS ao Contentor de Carga Integrado. Os sistemas electrónicos russo associados ao sistema de acoplagem estão instalados na parte lateral dos contentores no módulo pressurizado.

Com o ATV acoplado com segurança, a tripulação da estação pode então entrar na secção de carga e remoçar os itens a bordo (mantimentos, material científico, parcelas de alimentos frescos, correio, DVD, etc.). Entretanto, os tanques de líquidos do ATV podem ser ligados com o sistema de tubagens da ISS para a transferência dos seus conteúdos para a estação.

Um total de dois astronautas podem trabalhar na descarga de abastecimentos e na realização de experiências, enquanto que a escotilha permanece constantemente aberta entre a ISS e o ATV. O módulo pressurizado é desenhado para acomodar até dois membros da tripulação a trabalhar durante oito horas.

Aparência externa

Na parte exterior do Contentor de Carga, os detalhes da estrutura do ATV estão cobertos com uma «casca de ovo» isoladora colocada sobre os painéis de protecção contra micro meteoritos. Na zona frontal exterior do Contentor de Carga Integrado, na zona

dos sistemas aviónicos e na zona de propulsão, são visíveis: dois telegoniómetros (que fazem o cálculo contínuo da distância e direcção do ATV para a ISS), dois videómetros (um sistema de processamento de imagem capaz de computar a distância e orientação da ISS), dois detectores estelares (que são capazes de reconhecer as constelações no céu), dois alvos visuais de vídeo (utilizados pela tripulação da ISS para monitorização visual da aproximação final do ATV) e oito mini jactos (para controlo de atitude).

O cone frontal do Contentor de Carga Integrado acomoda o sistema de acoplagem russo com uma massa de 235 kg e uma escotilha de 0,80 metros de diâmetro, bem como o seu mecanismo de alinhamento e uma sonda extensível com 1,0 metros de comprimento. Durante as operações de aproximação com a ISS, o ATV é o veículo activo e está equipado com um mecanismo em forma de «seta» (sonda). A estação espacial está equipada com um mecanismo de recepção de sonda nos portos de acoplagem que são usualmente utilizados pelos veículos russos.

O sistema de acoplagem russo, que tem sido continuamente refinado desde o seu desenvolvimento original nos anos 60 para as estações espaciais Salyut e Almaz, permanece como um dos mecanismos de acoplagem mais sofisticados de sempre.

O Módulo de Serviço do ATV

O Módulo de Serviço do ATV, que não é pressurizado, inclui os sistemas de propulsão, de energia eléctrica, computadores, comunicações e a maior parte dos sistemas aviónicos. A baía de aviónicos, que tem uma forma de um anel cilíndrico com uma altura de 1,36 metros, está localizada na parte superior do Módulo de Serviço. O sistema de propulsão proporciona ao ATV a capacidade

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de transferência orbital e de elevação da órbita da ISS. Como um veículo totalmente automático, o ATV navega utilizando quatro motores principais juntamente com 28 pequenos motores para controlo de atitude. Todas as válvulas e motores são controlados por quatro unidades de controlo ligadas aos computadores principais do ATV.

Sistema de energia e aviónicos

Para o lançamento, o Módulo de Serviço do ATV é colocado no foguetão Ariane-5ES utilizando um adaptador cilíndrico que possui um sistema de fixação e separação que é separado 70 minutos após o lançamento. Após a separação do STV 100 minutos após o lançamento, dá-se a abertura dos quatro painéis solares para atingirem uma envergadura de 22,3 metros – proporcionando energia eléctrica para recarregar as baterias para períodos de eclipse orbital.

As células solares à base de sílica – espalhadas em quatro painéis de fibra de carbono com plástico reforçado por painel com uma superfície total de 33,6 m2 (4 x 8,4 m2) – são também capazes de produzir uma média de 4.800 watts. Colocados no Módulo de Serviço do ATV, os quatro painéis solares são totalmente independentes sendo capazes de seguir de forma individual o movimento do Sol para assim obterem o melhor desempenho através de mecanismos móveis.

O Módulo de Serviço do ATV também acomoda várias baterias recarregáveis e não recarregáveis, bem como alguns itens redundantes tais como um sensor solar e uma antena KUTS de fabrico russo.

A baía de aviónicos, que é o cérebro do ATV, está localizada num módulo não pressurizado e acomoda itens críticos tais como computadores, giroscópios, sistemas de navegação e controlo, e equipamento de comunicações. Todos estes

itens estão colocados em dez bandejas de transporte de equipamento que estão protegidas das variações de temperatura por condutas de transporte de calor.

O Módulo de Serviço do ATV tira partido de uma arquitectura muito sofisticada para o seu hardware e software que constitui todo o conjunto de aviónicos. Por exemplo, muitas das correntes de hardware e caminhos de software são construídos de forma independente, de forma a manter o ATV funcional em caso de uma falha no hardware ou de uma falha grave.

Capacidade de propulsão

Todos os tanques de propolente para a propulsão do ATV estão localizados no Módulo de Serviço do ATV, entre os motores principais e a baía de aviónicos: existem oito tanques de propolente em titânio e dois tanques de hélio de alta pressão. Os tanques transportam até 7.000 kg de propolente líquido, parte do qual é utilizado para o controlo da atitude da estação e da sua órbita. os propolentes são pressurizados por hélio armazenado em dois tanques de alta pressão em fibra de carbono.

Após a acoplagem, o ATV pode levar a cabo o controlo de atitude da ISS, manobras de evasão e elevar a órbita da estação. Para levar a cabo esta última manobra o ATV pode utilizar até 4.000 kg do seu próprio propolente em intervalos de 10 a 45 dias. Ao elevar a altitude da órbita da estação, o ATV actua como um rebocador, deslocando todo o complexo.

Com os seus próprios sistemas de propulsão e de controlo, o ATV tem um elevado nível de autonomia permitindo-lhe permanecer em voo livre por longos períodos de tempo, bem como acoplar mesmo estando a estação totalmente dormente e desabitada.

Uma vez finalizada a sua missão de reabastecimento, o ATV, cheio de lixo, será encerrado pela tripulação da ISS e separado da estação de forma automática. Os motores do Módulo de Serviço utilizam o restante propolente para remover o veículo de órbita, enviando-o numa reentrada destrutiva e controlada.

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Operações de voo do ATV As Operações de Voo são um conjunto complexo de regras e procedimentos. Elas são essenciais para uma missão tão complexa como a do ATV, agregando a sua logística, o seu segmento de solo – incluindo centros de controlo, instalações de lançamento, de teste e de treino, as suas contingências e diferentes cenários.

Para o ATV as Operações de Voo são muito elaboradas dado que envolvem:

• Kourou – o local de lançamento da ESA na Guiana Francesa a partir do qual é lançado o ATV num foguetão Ariane-5ES. O software das sequências iniciais da missão é carregado no ATV no local de lançamento.

• Centro de Controlo do ATV (ATV-CC) – em Toulouse, França, a partir do qual uma equipa controla a missão do ATV.

• Centro de Controlo de Missão em Moscovo (MCC-M) – como o ATV acopla com o segmento russo da ISS, o controlo do ATV durante a maior parte das operações conjunto é levado a cabo no controlo de missão russo.

• Centro de Controlo de Missão em Houston (MCC-H) – que é responsável por toda a ISS e coordena as operações ISS-ATV.

• Tripulação – que está responsável pelas tarefas de monitorização da aproximação do ATV e da transferência de carga durante a fase de acoplagem.

O ATV-CC é capaz de comunicar com o ATV para controlar e monitorizar o seu comportamento e performance, em tempo real, e quando necessário, enviar comandos. As comunicações entre o Centro de Controlo do ATV e o ATV são reencaminhadas através dos satélites da NASA ou pelo satélite europeu Artemis. Ambas as partes estão sempre disponíveis.

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Sequências pré-programadas

Como o ATV é um veículo altamente automatizado, a tarefa dos controladores no solo é essencialmente uma monitorização do ATV em voo e, em passos pré-definidos, enviar comandos de autorização para o veículo espacial em órbita para sequências pré-programadas a bordo.

O ATV está carregado com Planos de Missão de Bordo, que automaticamente fazem correr sequências de software, controlando a configuração de missão do ATV e lidando com cenários não nominais. Porém, Planos de Missão de Bordo, que correspondem ao voo a ser levado a cabo, são enviados pelo ATV-CC de forma sequencial à medida que a missão decorre, com os dados próprios a corresponder em particular às manobras que o ATV deve levar a cabo.

Na Terra, esta missão de vigilância remota requer uma grande e complexa estrutura. No caso de situação não nominais, o papel do ATV-CC é o de compreender o que correu mal e o de implementar as soluções para recuperar a missão, para o qual os controladores são treinados.

Interface constante e em tempo real

A complexa arquitectura internacional das Operações de Voo do ATV é estruturalmente organizada para ter como seu principal objectivo uma interface constante e em tempo real com o ATV. Esta interface crucial – como o topo de uma pirâmide – é indispensável para a missão e requer o tratamento instantâneo de toda a telemetria, parâmetros e dados do veículo espacial.

Cada entidade que lida com o ATV tem as suas próprias ferramentas de voo:

• Regras de Voo – ditam as decisões tomadas pelo Director de Voo;

• O Plano de Operações de Voo –, é a cronologia utilizada pelos controladores de voo no ATV-CC para executarem dois tipos de procedimentos em Terra: os procedimentos relacionados somente com o ATV, e os procedimentos para a logística dos controladores;

• Procedimentos de Multi Elementos e os Procedimentos de Interface de Operações – são as tarefas assinaladas a cada centro de controlo e às suas interfaces respectivas;

• Ficheiros de Dados a Bordo – são utilizados em órbita pela tripulação para lidar com o ATV.

O papel da tripulação no controlo da missão Sendo um veículo espacial avançado, o ATV leva a cabo de forma automática a sua aproximação final com a ISS. No entanto, a tripulação da estação espacial, antes de receber a carga a bordo, monitoriza a sua aproximação utilizando meios independentes. Os tripulantes não estão envolvidos na auto-pilotagem do ATV, mas monitorizam cuidadosamente a sua performance a partir do interior da secção russa da ISS. Eles podem interromper a aproximação do veículo em qualquer momento caso considerem que a sua segurança está em risco.

Para além da capacidade multi tolerante, os controladores do ATV em Toulouse possuem a capacidade total de monitorização do ATV através de telemetria. A tripulação da ISS actua como um nível de monitorização adicional e independente, mas dependem somente de um número limitado de parâmetros maioritariamente relacionados com o movimento do veículo em relação à estação.

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Operações de aproximação

Logo que é estabelecida a ligação via rádio entre o ATV e a ISS, a uma distância de entre 40 km e 50 km, é disponibilizada telemetria seleccionada à tripulação. Os astronautas podem iniciar a CAM (Collision Avoidance Maneuver), uma manobra para evitar a colisão, por sua iniciativa para assim deslocarem o veículo de 20 toneladas para longe da ISS, na remota hipótese de uma grande avaria ou mau funcionamento, que entretanto possa ter surgido nas suas consolas.

A uma distância de cerca de 250 metros, na última meia hora da aproximação, a tripulação verifica activamente se o ATV se comporta normalmente utilizando o sistema de vídeo do segmento russo da ISS. Após a autorização por parte dos membros da tripulação, os controladores no ATV-CC comandam o ATV para percorrer os últimos metros. A tripulação verifica cuidadosamente se o lento movimento do ATV em direcção à ISS ocorre no interior do corredor de aproximação. Caso o ATV não permaneça dentro dos limites dos corredores de segurança virtuais, a tripulação pode rejeitar a sua aproximação.

Observação por vídeo

Para cuidadosamente monitorizar esta operação, a tripulação utiliza um ecrã de vídeo e um painel de controlo com 16 botões. Como não existe uma janela de visualização directa na direcção do ATV, a tripulação utiliza um método de visualização simples e robusto utilizando dois modos de zoom (grande e pequena angular) da câmara de vídeo e um dispositivo de alinhamento óptico no cone frontal do ATV. Os dados de telemetria essenciais do ATV são também exibidos no ecrã. O papel de vigilância da tripulação é importante nestes momentos críticos porque sabem que podem intervir no improvável caso de ocorrência de um cenário de falhas que excede os requerimentos do sistema. Porém, a tripulação não necessita de lidar com os sistemas do ATV, pois estes sistemas funcionam de forma automática. Ao mesmo tempo no solo, mesmo que a tripulação não verifique a ocorrência de qualquer problema, o Director de Voo no ATV-CC pode interromper a aproximação. Os controladores de voo têm uma maior visibilidade de todos os parâmetros do ATV permitindo assim uma análise em tempo real do comportamento e performance do veículo.

A tripulação pode interromper a aproximação do ATV em quatro modos: ‘HOLD’, ‘RETREAT’, ‘ESCAPE’ ou ‘ABORT’. A acção a levar a cabo depende do tipo de anomalia. A principal acção a levar a cabo pela tripulação em caso de anomalias que ocorram a distâncias de superiores a 20 metros, é o seu registo aos controladores de missão. O veículo espacial está suficientemente afastado para que os controladores no solo – tendo acesso a todos os dados e não somente a uma selecção limitada destes, possam tomar a melhor decisão.

Em distâncias inferiores a 20 metros, a tripulação pode enviar ao ATV comandos para que se afaste da ISS (modo ‘ESCAPE’) caso o veículo se desloque para fora do corredor de monitorização ou em caso de mau funcionamento dos sistemas de segurança. O comando ‘ABORT’ tem o mesmo efeito que o comando ‘ESCAPE’ mas utiliza software e hardware independente. É utilizado como um último recurso caso os computadores ou hardware de pilotagem do ATV falha por completo.

íveis de segurança

Caso ocorra um problema sério durante a aproximação, a tripulação pode agir comente como um último nível de segurança. Isto ocorre porque todos os cenários foram do normal devem ser automaticamente lidados por algum dos quatro níveis de segurança que estão já implementados – tanto a bordo como no solo – para este veículo altamente automatizado. A presença humana a bordo representa um nível extra de segurança aos já existentes. Os outros quatro níveis incluem sistemas de monitorização e software independentes já abordo do ATV e no solo, a vigilância e possível acção dos controladores de voo.

Operações conjuntas

Após a captura por parte do mecanismo de acoplagem da estação, a selagem é apertada e são estabelecidas ligações eléctricas e de fluidos. Após várias verificações, a tripulação abre as escotilhas e pode entrar na secção pressurizada do ATV. O veículo de carga

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europeu é agora uma parte integrante da estação espacial internacional e permanece acoplado até seis meses. A transferência da carga seca, contida em sacos, contentores e pequenos módulos, é feita manualmente pelos cosmonautas e astronautas, com a supervisão do inventário da estação por parte do Centro de Controlo da Missão em Houston. O trabalho pode ser feito por dois astronautas, descarregando mantimentos e realizando experiências, enquanto que a escotilha permanece aberta entre o ATV e a ISS.

O ar transportado no ATV, é libertado de forma manual pela tripulação a partir do Contentor de Carga para a estação espacial através da escotilha de acesso. Para a transferência de água potável e de líquidos, a tripulação utiliza válvulas e mangueiras flexíveis. Os detritos líquidos podem ser também transportados em contentores de plástico dobráveis. A tripulação vai enchendo a secção de carga do ATV com os detritos da ISS e com materiais desnecessários a bordo. Entretanto, os tanques do ATV foram ligados automaticamente – na acoplagem – com o sistema de condutas da ISS, para se transferir o seu conteúdo para a estação espacial.

Durante a fase em que os dois veículos permanecem acoplados, a única tarefa da tripulação é a de levar a cabo actividades de transferência manual; não são responsáveis pelas manobras de elevação da altitude orbital, controlo de atitude e gestão do

reabastecimento.

O Ariane-5ECA / Ariane-5ES O super lançador europeu Ariane-5ECA, bem como a versão Ariane-5ES, é um lançador a dois estágios, auxiliados por dois propulsores laterais a combustível sólido. O Ariane-5ECA tem um peso bruto de 777.000 kg, podendo colocar 16.000 kg numa órbita a 405 km de altitude com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre ou então 10.500 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento desenvolve 1.566.000 kgf. Tem um comprimento total de 59,0 metros e o seu diâmetro base é de 5,4 metros.

Os propulsores laterais de combustível sólido desenvolvem mais de 90% da força inicial no lançamento. Designados P241 (Ariane-5 EAP “Etage Acceleration a Poudre”) cada propulsor tem um peso bruto de 278.330 kg, pesando 38.200 kg sem combustível e desenvolvendo 660.000 kgf no vácuo. O Ies é de 275 s (Ies-nm de 250 s) e o Tq é de 130s. Os propulsores laterais têm um comprimento de 31,6 metros e um diâmetro de 3,05 metros. Estão equipados com um motor P241 que consome combustível sólido constituído por uma mistura de 68% de perclorato de amónia (oxidante), 18% de alumínio (combustível) e 145 polibutadieno (substância aglutinante).

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Cada propulsor é composto por três segmentos. O segmento inferior tem um comprimento de 11,1 metros e está abastecido com 106,7 t de propolente; o segmento central tem um comprimento de 10,17 metros e está abastecido 107,4 t de propolente, finalmente o segmento superior (ou frontal) tem um comprimento de 3,5 metros e está abastecido com 23,4 t de propolente. Sobre o segmento superior está localizada uma ogiva com um sistema de controlo. O processo de ignição é iniciado por meios pirotécnicos (assim que o motor criogénico Vulcain do primeiro estágio estabiliza a sua ignição) e o propolente sólido queima a uma velocidade radial na ordem dos 7,4 mm/s (a queima é realizada de dentro para fora). O controlo de voo é feito através da tubeira móvel do propulsor que é conduzida actuadores controlados hidraulicamente.

O primeiro estágio do foguetão Ariane-5ECA, denominado H173 (EPC “Etage Principal

Cryotechnique”), tem um comprimento de 30,5 metros e um diâmetro de 5,46 metros. Tem um peso bruto de 186.000 kg e um peso sem combustível de 12.700 kg. No lançamento desenvolve 113.600 kgf (vácuo), com um Ies de 434 s (Ies-nm de 335 s) e um Tq de 650 s. O seu motor criogénico Vulcain-2 (com um peso de 1.800 kg, diâmetro de 2,1 metros e comprimento de 3,5 metros) é capaz de desenvolver 132.563 kgf no vácuo, com um Ies 440 s e um Tq de 605 s. Tal como o Vulcain, utilizado no primeiro estágio do Ariane-5G, o Vulcain-2 consome LOX e LH2. O Vulcain-2 é desenvolvido pela Snecma.

O H173 é capaz de transportar mais 15.200 kg de propolente devido a modificações feitas no tanque de oxigénio líquido. Na parte superior do H173 encontra-se a secção de equipamento VEB (Vehicle Equipment Bay) do Ariane-5ECA onde são transportados os sistemas eléctricos básicos, sistemas de orientação e telemetria, e o sistema de controlo de atitude. A secção de equipamento é desenvolvida pela Astrium SAS e tem uma altura de 1,13 metros e um peso de 950 kg.

Comparado com a versão ‘genérica’ do primeiro estágio do Ariane-5, as principais alterações são a integração do motor Vulcain 2 (gerando mais 20% de força do que o motor Vulcain 1), o abaixamento do anteparo comum do tanque de propolente, e um reforço da saia frontal e das estruturas. Tal como no caso da missão anterior do Ariane-5ECA (L521) utilizado na missão V164, o motor Vulcain 2 sofreu várias alterações, principalmente à tubeira (escape), encurtando-a e reforçando-a, e ao sistema de arrefecimento.

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Lançamento Missão Veículo lançador

Data de Lançamento

Hora Satélites

2008-008 V181 L537 9-Mar-08 04:03:04 ATV-1 ‘Jules Verne’ (32686 2008-008A) 2011-007 V200 L544 15-Fev-11 22:13:27 ATV-2 ‘Johannes Kepler’ (37368 2011-007A) 2012-010 VA205 L553 23-Mar-12 04:31:00 ATV-3 ‘Edoardo Amaldi’ (XXXXX 2012-010A) 2013 28-Fev-13 ATV-4 ‘Albert Einstein’

Características do veículo L553 A missão VA205 foi o 61º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 1º em 2012. Este foi o 53º Ariane-5 da fase inicial de produção, sendo o 30º lançador do contrato PA (com 30 lançadores) no qual a Astrium é a principal responsável. O veículo L553 é o terceiro veículo ES e consiste numa composição inferior semelhante à do Ariane-5ECA (EAP com um segmento S1, EOC tipo 2 com motor Vulcain) e uma composição superior consistindo de um EPS P2000 e um sistema compósito VEB. Este foi o 36º lançador entregue à Arianespace, integrado e inspeccionado sob a responsabilidade da Astrium.

A missão V205 O principal objectivo da missão VA205 era o de injectar o ATV-3 numa órbita circular em torno da Terra para um posterior encontro e acoplagem com a estação espacial internacional, seguindo-se a remoção de órbita do sistema compósito superior. A órbita prevista para a missão tinha um apogeu e perigeu a 260 km de altitude com uma inclinação de 51,63º, sendo este definido de acordo com o ângulo semelhante utilizado na órbita da ISS.

A massa do ATV-3 era de 19.726 kg, mas tendo em conta a massa do adaptador de carga os requisitos da missão correspondem a uma performance total por parte do lançador de 20.075 kg para a injecção na órbita referida. Para se optimizar a performance, o EPS realizou duas ignições antes da separação do ATV e uma terceira vez para a remoção orbital do sistema compósito superior. O esquema mostra as diferentes fases da missão.

Tomando H0 como a referência temporal básica (quando se dá a abertura da válvula de hidrogénio na câmara de combustão do motor Vulcan do primeiro estágio EPC), a ignição do Vulcain ocorre a H0+1,0s. A confirmação da operação normal do Vulcain autoriza a ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido (EAP) a H0+7,05s, levando ao lançamento. A massa no lançamento é de cerca de 774.000 kg e a força inicial é de 13.000 kN (dos quais 90% é originada pelos EAP).

Após uma ascensão vertical de 5s para permitir que o lançador

deixe o complexo ELA3, incluindo, em particular, os pilões eléctricos, o foguetão executa uma operação de inclinação no plano da trajectória, seguindo-se uma operação de rotação cinco segundos mais tarde para posicionar o plano dos EAP perpendicularmente ao plano da trajectória. O ângulo de azimute de lançamento foi de 39,21º em relação a Norte.

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A fase de voo dos EAP continua a um ângulo de incidência nulo ao longo do voo atmosférico e até à separação dos propulsores laterais. O propósito destas operações é o de optimizar a trajectória e assim maximizar a performance, obter uma ligação rádio satisfatória com as estações no solo, e cumprir as cargas estruturais e limites de controlo de atitude.

A sequência de separação dos EAP é iniciada quando um limite de aceleração é detectado, quando o nível de força do propolente sólido baixa. A separação ocorre no segundo imediato. Este é o tempo de referência H1, e ocorre a H0+141,1s a uma altitude de 64,7 km e a uma velocidade relativa de 2,042 m/s. No resto do voo na fase EPC, o veículo segue uma regra de altitude controlada em tempo real pelo computador de bordo tendo por base informações recebidas pela unidade de navegação.

Esta regra optimiza a trajectória ao minimizar o tempo de queima e consequentemente o consumo de propolente.

A carenagem de protecção é separada durante a fase de voo EPC logo que os níveis de fluxo aerodinâmico são suficientemente baixos para não terem impacto na carga. Para a missão VA204, a separação da carenagem ocorreu a uma altitude de 106,4 km, 188 segundos após o lançamento.

A fase de propulsão EPC tem como objectivo uma órbita predeterminada estabelecida em relação a requisitos de segurança e á necessidade de controlar a operação quando o EPC cai de volta para a Terra no Oceano Atlântico. O final da queima do motor Vulcain ocorre quando são atingidas as seguintes características orbitais: apogeu a 140,1 km de altitude, perigeu a -1.259,6 km de altitude, inclinação orbital de 51,18º, argumento do perigeu de -151,44º e longitude do nodo ascendente de -2,76º. Este é o tempo de referência H2 e ocorre a H0+533,9s.

O estágio criogénico principal cai então para o Atlântico após a separação, destruindo-se numa reentrada atmosférica a uma altitude entre os 80 km e os 60 km devido às cargas geradas pelo atrito. O estágio deve ser despressurizado para evitar o risco de explosão devido ao sobreaquecimento do hidrogénio residual. Uma válvula lateral do tanque de hidrogénio, actuada por um temporizador que é activado pela separação do EPC, é utilizada para este propósito. Esta força lateral é também utilizada para fazer com que o EPC entre numa rotação, reduzindo assim a dispersão dos detritos originados na reentrada. O ângulo de reentrada do estágio criogénico é de -1,8º e a longitude do ponto de impacto é registada a 14,5º O.

A subsequente fase de voo EPS1 tem uma duração de 8 minutos e 11 segundos. Esta fase é determinada por um comando enviado pelo OBC, quando o computador estima, a partir de dados calculados pela unidade de orientação inercial, que a órbita alvo foi atingida. Por razões de optimização de performance, o EPS transportou 5.200 kg de propolente hipergólico. Esta primeira queima é utilizada para se obter uma órbita elíptica com um apogeu a 256 km de altitude e um apogeu a 136 km de altitude. Esta é a referência temporal H3 e ocorre a H0+1.038,4s. Após 42 minutos de voo balístico intermédio, tem lugar uma segunda queima com uma duração de 28 segundos (‘Fase de voo EPS2’) que é utilizada para circularizar a órbita a uma altitude de 206 km.

O propósito da fase balística seguinte é o de: a) orientar a direcção necessária do ATV (alinhamento com a antena TDRS); b) separação do ATV; enquanto fornece uma gestão de curto a médio prazo da mútua distância entre objectos em órbita e evitando qualquer risco do SCA poluir a carga. A separação do ATV ocorreria cerca de 4 minutos mais tarde.

Cerca de 80 minutos após a separação do ATV-3, uma terceira queima do EPS com uma duração de 15 segundos tem lugar para remover de órbita o sistema compósito superior. Este cairia no Oceano Pacífico, entre as costas da Nova Zelândia e do México.

Devido à grande inclinação em relação ao equador terrestre, o lançador foi monitorizado e os dados telemétricos recolhidos durante a missão pelas estações de Kourou / Galliot, por uma estação aeronaval, por uma estação localizada nos Açores (Portugal), Adelaide e Perth (Austrália), e Invercargill (Nova Zelândia). O sistema de satélites geostacionários TDRSS foi também utilizado para a monitorização do ATV-3 entre o final da queima EPS-2 até á sua separação.

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Lançamento da missão VA204 Em 1995, durante uma conferência ministerial realizada em Toulouse, vários países da agência espacial europeia tomaram a decisão de participar no projecto da estação espacial internacional ao proporcionar o laboratório Columbus e um veículo de transferência automático. Em Novembro de 1998 a ESA assinava um contrato com a EADS Launch Vehicles para o desenvolvimento do ATV e integração do primeiro modelo de voo. Em Julho de 2004 era assinado um contrato com a Astrium para a produção dos modelos genéricos do ATV. O primeiro ATV, o ‘Jules Verne’, foi lançado a 9 de Março de 2008 e o segundo, ’Johannes Kepler’, a 16 de Fevereiro de 2011.

Actividades em Kourou

A 25 de Agosto de 2011 o ATV-3 ‘Edoardo Amaldi’ chegava a Kourou a bordo do navio de transporte MN Colibri, dando-se de seguida à campanha de preparação do veículo no edifício S5C. Antes do início da campanha de lançamento seriam realizados testes eléctricos funcionais (6 a 22 de Setembro), testes do sistema de propulsão (22 de Setembro a 10 de Novembro) e a integração dos painéis solares geradores de energia (11 a 31 de Outubro).

A 3 de Novembro era iniciada a campanha para o lançamento no mesmo dia em que se procedia á erecção do estágio EPC sobre a plataforma móvel de lançamento. No dia seguinte procedia-se à transferência e posicionamento dos dois propulsores laterais de combustível sólido EAP que seriam integrados no lançador a 7 de Novembro. No dia 8 de Novembro dava-se início ao processo de abastecimento de água e da carga a transportar no interior do ATV (estas operações seriam concluídas a 28 de Novembro). A secção de equipamento do lançador seria integrada no Ariane-5ES a 14 de Novembro e no dia seguinte dava-se a erecção e integração do estágio EPS.

A ligação mecânica dos dois módulos do ATV-3 ocorria a 12 de Dezembro. Estando finalizados os trabalhos de preparação do lançador no interior do edifício BIL, o Ariane-5ES era transferido para o BAF a 20 de Dezembro.

A 6 de Janeiro de 2012 o ATV-3 era transferido do edifício S5C para o edifício S5B onde se daria o abastecimento dos subsistemas russos entre 10 e 19 de Janeiro. O subsistema de propulsão do ATV-3 seria abastecido entre 20 de Janeiro e 1 de Fevereiro. No dia 7 de Fevereiro o ATV-3 era transferido para o edifício de montagem final BAF e a integração com o lançador ocorria no dia 9. A 14 de Fevereiro procedeu-se à colocação da carga final no interior do

ATV e a integração da carenagem teria lugar a 27 de Fevereiro.

O lançamento do ATV-3 estava previsto para ter lugar a 9 de Março, sendo no entanto adiado para o final do mês a 2 de Março devido a problemas detectados numa inspecção de rotina à carga no interior do veículo. Após a colocação de toda a carga no interior do ATV, procedeu-se a um registo fotográfico cuidadoso que foi posteriormente analisado, levando à ordem para a colocação da

Edoardo Amaldi (1908 -1989)

Edoardo Amaldi foi uma das figuras de proa da ciência italiana do Século XX, em particular no campo da Física fundamental experimental.

Foi um dos primeiros a explorar a radiação cósmica, antes de dedicar a sua investigação à Física das Partículas. Nos anos 30, foi um dos membros do grupo ‘Ragazzi di via Panisperna’ (os ‘Rapazes da Rua Panisperna’), encabeçado por Enrico Fermi, que contribuiu para a descoberta dos neutrões lentos, levando mais tarde à invenção do reactor nuclear. O trabalho do grupo foi reconhecido em 1938 com o Prémio Nobel atribuído a Fermi.

A vida científica de Edoardo Amaldi foi construída em torno de dois princípios: o primeiro advogava que a ciência nunca deveria ser utilizada para propósitos militares. Reconhecia o valor social da ciência no estímulo da indústria e na promoção do treino de especialistas altamente qualificados, algo que só poderia beneficiar numerosos sectores da economia; o segundo, como fervoroso europeu, Edoardo Amaldi, acreditava em projectos de investigação nacional e internacional. Foi um dos fundadores do CERN em Genebra, o primeiro laboratório internacional para a investigação da Física Nuclear. Apoiou fortemente o desenvolvimento de uma agência europeia para a investigação espacial, o que conduziu ao ESRO e posteriormente à ESA.

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carenagem de protecção. No entanto, algumas questões foram levantadas relativamente à arrumação da carga que teve lugar a 14 de Fevereiro, no entanto a situação só mereceu uma melhor atenção mais tarde. O problema havia sido já descoberto anteriormente, mas numa reunião levada a cabo a 1 de Março tomou-se a decisão de se proceder à abertura do ATV-3 e proceder à resolução desse problema. Assim, para se aceder ao interior do veículo foi necessária a remoção da carenagem de protecção e reinstalação de um elevador mecânico que permitiu a um operário descer ao interior do ATV e resolver a situação. O lançamento era entretanto adiado para as 0431UTC do dia 23 de Março.

O abastecimento do EPS Com MMH e N2O4 ocorria a 15 e 16 de Março, respectivamente, ocorrendo o ensaio geral do lançamento neste dia. Os sistemas pirotécnicos eram armados a 20 de Março no mesmo dia que ocorria a revisão final dos preparativos para o lançamento com todos os sistemas do lançador, do ATV, da plataforma de lançamento e da rede de seguimento a serem declarados prontos para a missão. Com tudo declarado pronto para o lançamento, o foguetão Ariane-5ES (L553/VA205) com o veículo de carga ATV-3 ‘Edoardo Amaldi’ era transportado para a plataforma de lançamento ELA3 a 21 de Março. Após a chegada à plataforma de lançamento, procedeu-se ao abastecimento das esferas de pressurização com hélio líquido no dia seguinte.

A contagem decrescente final tem início a T-11h 30m e engloba todos os passos preparatórios para o lançamento por parte do lançador, da carga e do complexo de lançamento. Procedendo como previsto, esta contagem leva à ignição do

motor do estágio principal, seguindo-se a ignição dos dois propulsores laterais para um lançamento na hora prevista. A contagem culmina numa sequência sincronizada que é gerida pela estação de controlo e por computadores a bordo do lançador a partir de T-7m. Se uma interrupção da contagem decrescente significa que a hora do lançamento fica fora da janela de lançamento prevista, então o lançamento é adiado por um, dois ou mais dias, dependendo do problema e da sua solução.

Para o lançamento do ATV-3 a contagem decrescente final teve início às 1704UTC do dia 22 de Março e às 2104UTC eram executadas as verificações dos sistemas eléctricos do lançador. Nesta fase dá-se a configuração do EPC e do motor Vulcain para o posterior acondicionamento térmico e abastecimento. Os preparativos finais na plataforma de lançamento eram iniciados ás 2234UTC com o encerramento de portas, remoção das barreiras de segurança e configuração dos circuitos de fluidos para o abastecimento. No centro de controlo procede-se ao envio do programa de voo para o lançador e procede-se ao teste das ligações de rádio entre o lançador e o controlo de voo. São ainda alinhadas as unidades de orientação inerciais. A evacuação de todo o pessoal da plataforma de lançamento ocorria ás 2334UTC ao mesmo tempo que se iniciava o abastecimento do estágio EPC. Este abastecimento é realizado em quatro fases: pressurização dos tanques no solo (30 minutos), acondicionamento térmico das condutas (30 minutos), abastecimento dos tanques do lançador (2 horas) e abastecimento contínuo dos tanques (até á sequência sincronizada). Ainda nesta fase procede-se à pressurização dos sistemas de controlo de atitude e de comando.

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O acondicionamento térmico do motor Vulcain tinha lugar pelas 0134UTC do dia 23 de Março e a preparação para o início da sequência sincronizada ocorria a 0404UTC. A T-7m (0427UTC) dá-se início à denominada ‘Sequência Sincronizada’. Esta sequência de eventos tem como função levar a cabo as operações finais no lançador antes do lançamento, juntamente com as

verificações finais necessárias após a transição para a configuração de voo. Tal como a sua designação indica, a sequência é totalmente automatizada, e é levada a cabo ao mesmo tempo pelo computador de bordo e por dois computadores redundantes situados no Complexo de Lançamento ELA3 até T-4s. Os computadores comandam as operações eléctricas finais (início do programa de voo, servocontrolos, transferência do fornecimento de energia a partir do solo para as baterias de bordo, etc.) e verificações associadas. Os computadores também ordenam a colocação dos propolentes e dos fluidos do sistema na configuração de voo e levam a cabo as verificações associadas. Adicionalmente, lida com as configurações finais do sistema de solo, nomeadamente com a activação do injector de água no fosso das chamas (T-30s), aspiração do hidrogénio para arrefecimento do motor Vulcain (T-18s),

e queima do hidrogénio utilizado no arrefecimento (T-5,5s). A T-4s, o computador de bordo assume o controlo da inicialização final do motor e das operações de lançamento ao dar início à sequência de ignição para o motor Vulcain (T-0s), verificando a operação do motor (entre T+4,5s a T+7,3s) e comanda a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido (T+7,3s). A interrupção da Sequência Sincronizada após T-7m coloca o foguetão na sua configuração a T-7m.

A pressurização dos tanques de propolente ocorreu às 0430UTC e a transição para o modo de utilização das fontes de energia internas ocorreu a T-1m. A libertação dos sistemas de orientação para o voo ocorre às 2150:52UTC (T-3s).

Definindo-se o tempo H0 como a referência básica de tempo (a altura em que se dá a abertura da válvula de hidrogénio da câmara de combustão do motor Vulcain), a ignição do Vulcain ocorre a H0+1s. A confirmação da operação normal do motor leva à autorização da ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido a H0+7,05s, fazendo com que o veículo deixe a plataforma de lançamento.

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Após uma ascensão vertical de cinco segundos para permitir ao lançador que se afaste do complexo de lançamento, incluindo em particular as torres pára-raios, o veículo executa uma manobra de inclinação no plano da trajectória, seguindo-se uma manobra de rotação cinco segundos mais tarde para posicionar o plano dos propulsores laterais de combustível sólido perpendiculares ao plano da trajectória.

A fase de voo dos propulsores laterais continua num ângulo zero de incidência durante o voo atmosférico, até à sequência de separação. Isto tem como propósito optimizar a trajectória e assim maximizar a performance, obter uma ligação rádio satisfatória com as estações no solo, e obedecer aos limites de carga estrutural e restrições no controlo de atitude do lançador.

A separação dos propulsores laterais de combustível sólido é iniciada quando um limite de aceleração é detectado (γ = 6,15 m/s2 para esta missão) quando o nível de força do propolente sólido baixa. A separação dos propulsores ocorre num segundo (0436UTC; T+2m 22s). Esta é a segunda referência temporal (H1) e ocorre a H0+141,1s a uma altitude de 64,7 km e a uma velocidade relativa de 2,042 m/s.

Para o resto do voo (fase de voo EPC), o lançador segue uma «lei de altitude» controlada em tempo real pelo computador de bordo, baseado em informação recebida da unidade de navegação. Esta lei optimiza a trajectória ao minimizar o tempo de queima e consequentemente o consumo de propolente. A separação da carenagem de protecção ocorreu às 0437UTC (T+3m 26s). Esta separação, ocorrendo na fase de voo EPC, tem lugar logo que os níveis de fluxo aerotermodinâmico são suficientemente baixos para não terem um impacto significativo na carga. Para esta missão a carenagem foi separada a uma altitude de 106,4 km.

A fase de voo propulsionada do estágio principal criogénico tem como objectivo uma órbita predeterminada estabelecida em relação aos requisitos de segurança e performance. O final desta fase teve lugar a T+8m 54s (0443UTC) quando foram conseguidos valores orbitais pretendidos. O final da queima do motor Vulcain é definido como a referência de tempo H2 e tem lugar a H0+533,9s. A separação

do estágio EPC teve lugar às 0443UTC (T+9m 00s) e os seus restos acabas por cair no Oceano Atlântico, sendo destruído a uma altitude entre os 80 km e os 60 km devido às cargas aerodinâmicas geradas pela reentrada atmosférica. Antes da reentrada o tanque é despressurizado para evitar qualquer risco de explosão devido ao sobreaquecimento do hidrogénio residual. Uma válvula lateral de hidrogénio, actuada por um dispositivo temporal iniciado a quando da separação do EPC, é utilizada para este processo. A força lateral gerada é também utilizada para colocar o EOC numa rotação para assim limitar a dispersão dos detritos induzidos pela sua destruição na reentrada.

Após a separação do EPC inicia-se a fase de voo propulsionada EPS1, que terá uma duração de cerca de 7 minutos e 30 segundos. O estágio EPS entrou em ignição a T+9m 7s (0443UTC), terminando a T+17m 18s (0451UTC). Esta fase é finalizada por um sinal de comando enviado do computador de bordo quando estima, a partir de dados calculados pela unidade de orientação inercial, que a órbita alvo foi atingida. Esta primeira queima é utilizada para se atingir uma órbita elíptica com um apogeu a 258 km de altitude e um perigeu a 137 km de altitude. Esta é definida como a referência de tempo H3-1 e ocorre a H0+1.038,4s.

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Após a primeira queima do EPS é iniciada a fase balística intermédia a T+18m 35s, terminando a T+59m 23s. O objectivo da fase balística é o de garantir a orientação na direcção requerida do ATV (alinhamento da antena TDRS) e posterior separação do ATV. Estas operações contribuem a curto e médio prazo para a gestão das distâncias mútuas dos objectos em órbita, enquanto evita qualquer contaminação da carga. Uma segunda queima do EPS (fase de voo EPS2) é então utilizada para circularizar a órbita a uma altitude de 260 km. Esta queima teve início a T+59m 23s e terminou T+59m 51s, iniciando-se a fase de voo balístico.

Iniciou-se então o processo de orientação do ATV-2 a T+59m 55s com a separação a ter lugar às 0538UTC (T+1h 3m 50s). Após a separação são levadas a cabo manobras de distanciamento e para evitar colisões entre os dois veículos. Uma terceira queima do EPS ocorreu T+2h 24m 22s com o objectivo de retirar de órbita o estágio EPS. Esta queima terminou a T+2h 24m 37s, com os restos do estágio a caírem entre a Nova Zelândia e a costa do México.

Voo orbital e acoplagem com a ISS Após a entrada em órbita, o ATV-3 iniciou um voo orbital de cerca de oito dias no qual levou a cabo várias manobras que o colocaram cada vez mais perto da estação espacial internacional.

Em preparação para as manobras de acoplagem, os controladores do Edoardo Amaldi comandaram os pequenos motores de manobra para uma sequência de ignições para deslocar o veículo da sua órbita inicial de aproximação para uma órbita nas proximidades da ISS. Estas manobras colocaram o ATV-3 a 30 km da estação espacial, altura em que foram estabelecidas comunicações entre os dois veículos com a tripulação a bordo da ISS a monitorizar os sistemas do veículo europeu. Nesta altura começava assim a «fase de encontro» da aproximação do ATV-3. Esta aproximação teve lugar ao longo do vector de velocidade da ISS (V-bar), isto é uma linha imaginária definida no sentido do deslocamento orbital da estação espacial.

Quando o ATV-3 se encontrava a uma distância de 4,5 km, o sistema de navegação RGPS (Relative Global Positioning System) assumiu a orientação do veículo que até ali era guiado pelo sistema de navegação AGPS (Absolute GPS). O sistema RGPS utiliza sensores localizados no ATV e na ISS para determinar a posição do veículo, ao contrário do AGPS que utiliza sinais dos satélites de navegação em órbita.

Na aproximação final o ATV-3 foi executando pequenas paragens para que os controladores pudessem avaliar os dados de engenharia que iam sendo recebidos. Estas paragens tiveram lugar a 3,5 km, 249 metros, 19 metros e 11 metros. A acoplagem acabou por ter lugar às 2231UTC do dia 28 de Março com o módulo de serviço Zvezda.

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Proton-M lança Intelsat-22 A segunda missão da ILS em 2012 foi a primeira a utilizar a denominada ‘órbita supersincronizada’ para colocar um satélite na órbita geossíncrona. Classificam-se este tipo de órbitas quando o apogeu é significativamente mais elevado do que a altitude geossíncrona. Porquê a utilização deste tipo de órbitas? Lançada à latitude de Baikonur, a carga terá ainda de ajustar a sua inclinação

orbital a partir da inclinação do lançamento. Este tipo de manobra é muito dispendiosa em termos de energia, logo de propolente necessário para a concretizar (o que por si limita a massa da carga a ser lançada)., muito mais do que uma alteração de altitude num plano orbital. A energia necessária para executar esta manobra orbital vai diminuindo à medida que a altitude vai aumentando, implicando assim um menor consumo de propolentes a altitudes mais elevadas (60.000 km a 70.000 km), descendo posteriormente para a altitude geossíncrona em vez de executar a alteração de plano a esta altitude. Muitas órbitas de transferência supersincronizadas também possuem baixos perigeus para assim acelerar o decaimento orbital e reduzir o número de destroços em órbita (se for o caso).

As órbitas de transferência supersincronizadas também existem quando um lançador somente envia a sua carga até parte do caminho para a órbita geossíncrona, com a carga posteriormente a utilizar o seu próprio sistema de propulsão para atingir a órbita final.

O foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M

Tal como o 8K82K Proton-K (Протон-K), o 8K82KM Proton-M (Протон-M) é um lançador a três estágios podendo ser equipado com um estágio superior Briz-M 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.

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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).

Proton-M 8S810M 8S811 8S812M Briz-M DM-2

Comprimento (m) 53,0 21,0 14,0 6,5 2,61 7,10

Diâmetro (m) 7,4 7,4 4,15 4,15 4,10 3,70

Massa bruta (kg) 712.800 450.400 167.828 50.747 22.170 17.300

Massa sem propolente (kg) 31.000 11.715 4.185 2.370 2.300

Massa do propolente (kg) 419.400 156.113 46.562 19800 15.000

Motor - 6 X RD-2762 4 X RD-02103 RD-0212 S5.98M RD-58M

Propolente - UDMH/N2O4 UDMH/N2O4 UDMH/N2O4 UDMH/N2O4 RP-1/LOX

Força – nível do mar (k) 2.971 10.532,34 - -

Força – vácuo (k) - - 2.399 613,8 19,6 85,02

Impulso especifico (s) - 285 - - - -

Impulso especifico – vácuo (s) - - 327 325 326 352

Tempo de queima (s) 647,1 108 206 238 3.000 600

Modificações

A mais recente modificação levada a cabo no lançador Proton-M/Briz-M (Fase III) permite colocar numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona uma carga de 6.150 kg, tendo um aumento de massa de 1.150 kg em relação à versão original do lançador. Entretanto, foi já iniciada uma nova fase de modificações (Fase IV) que deverá terminar em 2013 com a capacidade de carga a ser aumentada para 6.300 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona e uma velocidade residual de 1,5 km/s para a órbita geossíncrona.

2 Também designado RD-275M ou 14D14M. O motor RD-275 resultou dos melhoramentos ao motor RD-253 levados a cabo entre 1987 e 1993 com o intuito de se produzir uma versão mais potente do motor RD-253. Uma força superior em 7,7% foi conseguida ao aumentar a pressão na câmara de combustão e permitiu elevar a massa da carga para a órbita geostacionária em mais de 600 kg. Este motor foi pela primeira vez utilizado no lançador Proton-M em 1995. A Energomash começou o desenvolvimento de uma versão mais potente do motor RD-275 em 2001, tendo uma potência 5,2% superior o que permite mais 150 kg de carga para a órbita geossíncrona. 3 Também designado 8D411K, RD-465 ou 8D49.

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Lançamento Data Hora (UTC) º Série Fase Plataforma Satélites

2011-035 15-Jul-11 23:16:09,940 93518 / 99519 IV LC200 PU-39

SES-3 ‘OS-2’ (37748 2011-035A)

KazSat-2 (37749 2011-035B)

2011-045 17-Ago-11 21:25:00.932 93521 / 99522 III LC200 PU-39 Express-AM4

(37798 2011-045A)

2011-048 20-Set-11 22:47:00.011 53542 / 88529 I LC81 PU-24 Cosmos 2473

(37806 2011-048A)

2011-054 29-Set-11 18:31:59,960 93522 / 99524 III LC200 PU-39 QuetzSat-1

(37826 2011-054A)

2011-058 19-Out-11 18:48:57,969 93520 / 99521 III LC200 PU-39 Viasat-1

(37843 2011-058A)

2011-064 04-ov-11 12:51:41.000 99523 / 53539 I LC81 PU-24

Cosmos 2475 (37867 2011-064A)

Cosmos 2476 (37868 2011-064B)

Cosmos 2477 (37869 2011-064C)

2011-070 25-ov-11 19:10:33.929 93525 / 99527 III LC200 PU-39 AsiaSat-7

(37933 2011-070A)

2011-074 11-Dez-11 11:16:59.998 93523 / 99525 III LC200 PU-39

Amos-5 (37950 2011-074A)

Luch-5A (37951 2011-074B)

2012-007 14-Fev-12 19:36:36,986 93524 / 99526 III LC200 PU-39 SES-4

(38087 2012-007A)

2012-011 25-Mar-12 12:10:32 93528 / 99537 III LC200 PU-39 Intelsat-22

(XXXXX 2012-011A)

O satélite Intelsat-22

O satélite Intelsat-22 foi pela primeira vez anunciado em Abril de 2009 quando a Intelsat Ltd anunciou a sua intenção de adicionar um novo satélite à sua frota orbital. O satélite foi encomendado em Julho desse ano à Boeing Satellite Systems que construiu um satélite cujo desenho é optimizado para servir áreas com um serviço em crescimento, para proporcionar uma continuidade de serviços e para suportar as iniciativas estratégicas da Intelsat. O satélite está equipado com 108 repetidores, dos quais 48 em banda C, 24 em banda Ku equivalentes a 36 MHz, que servirão clientes em África, Ásia, Europa e Médio Oriente, proporcionando uma capacidade incremental para aplicações comerciais e governamentais. O satélite engloba também um serviço feito à medida do cliente para suportar a demanda de maiores padrões de tráfico nestas regiões incluindo uma capacidade de banda C para África e Ásia, e uma capacidade para conectar entre as duas regiões. A carga em banda Ku inclui uma capacidade de cobertura móvel que estabelece uma ponte entre o Sudeste Asiático, o Oceano Índico e a linha costeira africana que irá apoiar a estratégica de mobilidade global para as aplicações marítimas e aeronáuticas.

Esta tabela indica os últimos dez lançamentos levados a cabo utilizando o foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M referindo-se as várias fases de desenvolvimento. Todos os lançamentos são levados a cabo a partir do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão. Tabela: Rui C. Barbosa

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Na mesma altura em que anunciava o seu novo satélite, a Intelsat referia que havia assinado um acordo com a Força de Defesa Australiana para esta adquirir uma carga UHF especializada a bordo do satélite (18 canais de 25 kHz). Como parte desse contrato, a Intelsat procedeu à construção e integração dessa carga no Intelsat-22. Ainda de acordo dom o contrato, a Intelsat irá operar essa carga e fornecer os serviços relacionados durante 15 anos após o seu lançamento.

O satélite é baseado no modelo BSS-702MP e está equipado com dois painéis solares. A sua massa no lançamento era de 6.199 kg (6.249 kg segundo a GK)PTs Khrunichev). O Intelsat-22 irá operar a partir da órbita geossíncrona a 72º longitude Este.

Lançamento do Intelsat-22

Os diferentes componentes do foguetão 8K82KM Proton-M (93528) ‘Протон-М’chegaram à estação de caminhos-de-ferro de Tyura-Tam a 30 de Janeiro de 2012. Após a respectiva inspecção e procedimentos alfandegários, o comboio foi transferido para a rede de caminhos-de-ferro do cosmódromo e transportado para as instalações de processamento e montagem MIK 92A-50. O satélite Intelsat-22 chegava ao Aeródromo de Yublieyniy do Cosmódromo de Baikonur no dia 24 de Fevereiro, com o contentor contendo o satélite a ser depois transportado por terra para as instalações de processamento MIK 92A-50 onde seria preparado para o lançamento. O satélite seria submetido a vários testes para verificar que não teria sofrido qualquer dano durante o transporte e depois a testes funcionais e eléctricos. Por seu lado, o estágio superior Briz-M (99537) ‘14C43 Бриз-М’chegou a Baikonur no dia 6 de Março a bordo de um avião de transporte Antonov An-124-100 'Ruslan' (АН-124–100 «Руслан»).

A 16 de Março, e após a realização de várias inspecções e preparativos do Intelsat-22, este era acoplado com o estágio Briz-Mno interior da Sala 101, seguindo-se as verificações das ligações eléctricas entre os dois veículos. No dia seguinte, o conjunto era colocado no interior da carenagem de protecção antes do seu transporte para a integração com os estágios inferiores do lançador. Depois de a Unidade Orbital (Briz-M juntamente com o satélite Intelsat-22 e a carenagem de protecção) ter sido constituída e acoplada com os estágios inferiores do lançador, o foguetão era transportado para a estação de abastecimento, sendo transportado para a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 às primeiras horas do dia 23 de Março.

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Diferentes fases da preparação do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (93528/99537) para o lançamento do satélite Intelsat-22 desde a montagem da carenagem de protecção em torno do estágio Briz-M e do satélite, até ao seu transporte para a

integração com os estágios inferiores do lançador e posterior transporte para a plataforma de lançamento.

Imagens: GKPTs Khrunichev

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Após chegar à plataforma de lançamento, o lançador é inspeccionado visualmente antes de se proceder à remoção das coberturas de rádio frequências. Procede-se de seguida é erecção do lançador e após este estar na posição vertical a carenagem é ligada ao sistema de controlo do modo térmico líquido. O sistema de fornecimento de energia aos satélites é activado e são executados testes de rádio frequência. Todos os sistemas do lançador são inspeccionados e nesta fase a torre móvel de serviço é deslocada para a plataforma de lançamento, servindo de apoio técnico ao veículo. Os ductos de ar condicionado são ligados e procede-se à activação do modo do sistema de controlo térmico. Nesta altura é desactivado o sistema de controlo do modo térmico líquido. As coberturas térmicas são agora removidas e procede-se à verificação da tensão da banda de fixação. São verificadas as ligações de rádio e procede-se à carga das baterias da carga.

No segundo e terceiro dia de preparativos para o lançamento são realizadas operações com a carga a bordo do lançador, procedendo-se à carga das baterias e a verificações das ligações de rádio. A torre móvel de serviço é evacuada no terceiro dia e procede-se a uma simulação da contagem decrescente. No dia anterior ao lançamento são removidos os dispositivos de protecção da carenagem e procede-se ao registo fotográfico das operações de encerramento dos diversos elementos do lançador. Procede-se também à instalação das câmaras de vídeo na plataforma de lançamento, à carga das baterias e a verificações das ligações de rádio.

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. 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

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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 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-5s 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-1,756s até atingirem 50% da força nominal. A força aumenta até 100% a T-0s (1936:36,986UTC4) e a confirmação para o lançamento surge de imediato (de facto, a ignição ocorreu 0,079s mais tarde do que o previsto). 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.

A ignição do segundo estágio ocorreu a T+1m 54,833s e a separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorreu a T+2m 00,305s. A ignição dos motores vernier do terceiro estágio ocorreu a T+5m 23,892s com os quatro motores RD-0210 do segundo estágio a terminarem as suas queimas a T+5m 26,612s. A separação entre o segundo e o terceiro estágio ocorre a T+5m 27,333s e a ignição do motor RD-0212 do terceiro estágio ocorre a T+5m 29,758s. A T+5m 45,093s inicia-se o processo de separação da carenagem de protecção do satélite. Grampos longitudinais e juntas de fixação transversais são abertas com as duas metades da ogiva de protecção a serem afastadas por meio de molas. As duas metades da ogiva acabaram por cair na zona de impacto do segundo estágio. O sinal de indicação da separação das duas metades da carenagem surgiu a T+5m 45,192s.

4 Estes dados bem como das tabelas seguintes são fornecidos pela GK)PTs Khrunichev.

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Tempo de voo previsto Fonte dos Valores medidos Evento

(h: m: s) s dados s Desvio (s) Separação da carenagem 00:05:44,982 344,982 Proton-M 345,093 0,111 Indicação da separação 00:05:46,883 346,883 Proton-M 345,192 1,691

O lançador continua a voar propulsionado pelo terceiro estágio até se iniciar o processo de separação entre este e o estágio Briz-M que inicia por sua vez a sua primeira queima.

Tempo de voo previsto Fonte dos Valores medidos Evento

(h: m: s) s dados s Desvio (s) Comando preliminar 00:09:30,131 570,131 Proton-M 570,275 0,144 Comando principal 00:09:42,058 582,058 Proton-M 580,990 1,068 Separação da Unidade Orbital 00:09:42,222 582,222 Proton-M 581,121 1,101 MCI 1 – ignição 00:11:02,222 682,222 Briz-M 661,389 0,833 MS 1 – ignição 00:11:16,222 676,222 Briz-M 675,545 0,677 MCI 1 – final da queima 00:11:18,122 678,122 Briz-M 677,380 0,742 MS 2 – final da queima 00:15:42,562 942,562 Briz-M 935,068 7,494

A separação da Unidade Orbital ocorre às 1220:13,200UTC. O processo de separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M é 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. 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 suborbital onde se encontra antes da sua primeira ignição. A tabela ao lado mostra os parâmetros da trajectória suborbital atingida e a tabela em baixo mostra os parâmetros orbitais após a primeira queima do Briz-M (órbita de suporte).

A segunda queima do Briz-M é executava no primeiro nodo de ascensão da órbita de suporte e após esta queima a Unidade de Ascensão atinge uma órbita intermédia. A terceira e quarta queima irão ter lugar após a Unidade de Ascensão executar uma órbita em torno do planeta e têm lugar no perigeu, formando uma órbita de transferência com um apogeu próximo do que será conseguido na órbita final.

Parâmetro Estimativa ominal Desvio

T (h:m:s) 1:21:17,3 1:21:16,8 0:0:0,5

a (km) 6.215,98 6.215,57 0,41

e 0,0535008 0,0535623 0,0000615

i 51º 33’ 40’’ 51º 32’ 52’’ 0º 0’ 48’’

Perigeu (km) -494,71 -495,48 0,77

Apogeu (km) 170,41 170,36 0,05


T (h:m:s) 1:27:56,9 1:21:56,8 0:0:0,1

a (km) 6.551,07 6.551,00 0,07

e 0,0000137 0,000001 0,0000136

i 51º 33’ 55’’ 51º 33’ 10’’ 0º 0’ 45’’

Perigeu (km) 172,85 172,86 0,01

Apogeu (km) 173,03 172,86 0,16

Em Órbita


38

Tempo de voo

previsto (s)

Fonte dos dados Valores medidos

(s) Desvio (s)

MCI 2 – ignição 6.610,000 Briz-M 6.610,223 0,223 MS 2 – ignição 6.630,000 Briz-M 6.630,408 0,408 MCI 2 – final da queima 6.631,900 Briz-M 6.632,243 0,343 MS 2 – final da queima 7.804,144 Centro Controlo 7.780,500 23,644 MCI 3 – ignição 15.805,000 Briz-M 15.805,219 0,219 MS 3 – ignição 15.829,000 Centro Controlo 15.829,336 0,336 MCI 3 – final da queima 15.830,900 Briz-M 15.831,171 0,271 MS 3 – final da queima 16.376.622 Centro Controlo 16.371,220 5,402 MCI 4 – ignição 16.420,822 Briz-M 16.415,261 5,561 Separação do Tanque Auxiliar 16.426,622 Briz-M 16.421,126 5,496 MCI 4 – final da queima 16.428,822 Briz-M 16.423,387 5,435 MCI 5 – ignição 16.505,622 Briz-M 16.505,700 0,078 MS 4 – ignição 16.513,622 Centro Controlo 16.513,826 0,204 MCI 5 – final da queima 16.515,522 Briz-M 16.515,924 0,402 MS 4 – final da queima 17.035,670 Briz-M 17.026,351 9,319 MCI 6 – ignição 54.895,000 Briz-M 54.895,149 0,149 MS 5 – ignição 54.905,000 Briz-M 54.905,373 0,373 MCI 6 – final da queima 54.906,900 Briz-M 54.907,208 0,308 MS 5 – final da queima 55.096,812 Briz-M 55.094,936 1,876 Separação Intelsat-22 55.800,000 Centro Controlo 55.787,552 12,448 MCI 7 – ignição 67.220,000 Briz-M 67.220,144 0,144 MCI 7 – final da queima 67.235,000 Briz-M 67.235,349 0,349

As tabelas em baixo mostram, respectivamente, os parâmetros orbitais da órbita intermédia e da órbita de transferência.

Segundo a Khrunichev a separação do Intelsat-22 teve lugar às 0340:19,552UTC. Após a separação do Intelsat-22 procedeu-se à medição dos seus parâmetros orbitais e o estágio Briz-M é colocado numa órbita mais afastada dos satélites, levando a cabo mais uma manobra orbital procedendo à ignição do seu motor para afastar a sua órbita. A pressão dos tanques de propolentes do Briz-M é reduzida para evitar qualquer tipo de fuga de propolente que possa levar à destruição do veículo e á consequente criação de detritos orbitais.

O Intelsat-22 ficou colocado numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 64.999,80 km de altitude, perigeu a 3.788,44 km de altitude, inclinação orbital de 28º 30’ 00’’ e período orbital de 1.365,55 minutos, utilizando posteriormente os seus próprios meios de propulsão para atingir a órbita geossíncrona.

Legenda: MCI – Motor de Correcção de Impulso; MS – Motor de Sustentação. O número em frente a cada sigla indica o número da manobra orbital. Dados fornecidos pelo Centro de Pesquisa e Produção Espacial Khrunichev.


T (h:m:s) 2:34:09,0 2:34:12,1 0:0:3,2

a (km) 9.523,33 9.525,50 2,17

e 0,2993132 0,2994591 0,0001459

i 51º 00’ 34’’ 51º 00’ 00’’ 0º 0’ 34’’

Perigeu (km) 294,73 294,87 0,13

Apogeu (km) 5.995,65 5.999,86 4,21


T (h:m:s) 21:20:50,6 21:24:14,8 0:3:24,2

a (km) 39.068,28 39.137,46 69,17

e 0,8256589 0,8248991 0,0007598

i 50º 23’ 05’’ 50º 30’ 00’’ 0º 6’ 54’’

Perigeu (km) 433,07 474,87 41,80

Apogeu (km) 64.974,22 65.043,78 96,55

Em Órbita


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O último voo do foguetão Proton-K/DM-2

Com o último lançamento do foguetão 8K82K Proton-K/DM-2 fechou-se mais um capítulo da história da conquista espacial. Este facto passa despercebido àqueles que estão fora do dia-a-dia e do avanço tecnológico no campo do desenvolvimento dos vectores de lançamento orbitais, mas o papel do Proton-K foi significativo e importante ao colocar em órbita todas as estações espaciais Salyut, a estação espacial Mir e todos os seus módulos, várias sondas planetárias para a Lua, Vénus e Marte, diversos satélites científicos, etc.

No seu último lançamento o 8K82K Proton-K/DM-2 coloca em órbita o último dos satélites 71Х6 Oko, satélites de aviso antecipado do lançamento de mísseis balísticos que operam na órbita geossíncrona.

O foguetão 8K82K Proton-K/DM-2

O 8K82K Proton-K é um lançador a três estágios que é sem dúvida a locomotiva espacial da Rússia, sendo o seu lançador mais potente disponível. Apesar de ser contestado devido ao uso de combustíveis altamente tóxicos, o Proton demonstra uma taxa de sucesso comparável à de outros lançadores internacionais. O Proton-K é construído pelo Centro Estadual de Produção e Pesquisa Espacial Khrunichev, com sede em Moscovo.

Utilizando o estágio Blok DM-2 (11S861), ou outros estágios superiores, o lançador Proton-K transforma-se num veículo de quatro estágios. O 8K82K Proton-K/DM-2 tem um comprimento de 57,20 metros, um diâmetro de 7,40 metros e um peso de 691.500 kg. É capaz de colocar uma carga de 4.350 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona, desenvolvendo para tal no lançamento uma força de 902.100 kgf. O Proton-K é construído pelo Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev, sendo o Blok DM-2 (11S861) construído pela Corporação RSC Energia.

O Proton teve a sua origem nos anos 60 numa altura em que todos os lançadores soviéticos deveriam ter uma justificação militar para o seu desenvolvimento. Nessa altura foi formulado um requerimento para um lançador que fosse capaz de colocar pesadas cargas em órbita, bem como servir de míssil balístico com capacidade de transporte de armas nucleares até 100 MT.

A evolução da família de lançadores propostos por Chelomei levou ao actual 8K82K Proton-K que é também conhecido como Proton-3, UR-500K (Designação do Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev), D-1 (Designação Sheldom) e SL-13 (departamento de Defesa dos Estados Unidos). A versão utilizada neste lançamento também pode ser designada 8K82K Proton-K / 11S861.

O primeiro estágio 8S810K (Proton K-1) tem um peso bruto de 450.510 kg, pesando 31.100 kg sem combustível. É capaz de desenvolver uma força de 1.067.659 kgf no vácuo, tendo um Ies de 316 s (o seu Ies-nm é de 267 s) e um Tq de 124 s. Este estágio tem um comprimento de 21,2 metros, um diâmetro de 4,2 metros e uma envergadura de 7,4 metros. Tem seis motores RD-253

1 – carenagem; 2 – carga; 3 – secção de transição; 4 – aumento de colector; 5 – sensor de nível de carga do sistema de controlo; 6 – tanque de oxidante do terceiro estágio; 7 – tubagem de condução do oxidante ao motor do terceiro estágio; 8 – tanque de combustível do terceiro estágio; 9 – SRM; 10 – motor RD-0214; 11 – motor 0213; 12 – colector de carga; 13 – SRM; 14 – sistema de sensores para esvaziamento simultâneo dos tanques; 15 – tanque de oxidante do segundo estágio; 16 – bitola de indicação de fim de propolentes; 17 – dispositivo anti-vortex; 18 – fuselagem; 19 – sensor SOB; 20 – sistema de propulsão do segundo estágio (um motor RD-0211 e três motores RD-0210); 21 – grelha de escape de gases; 22 – cone de alimentação; 23 – tanque de oxidante do primeiro estágio; 24 – modulo central do primeiro estágio; 25 – escotilha; 26 – colector de carga; 27 – sensor SOB; 28 – tanque de combustível do primeiro estágio; 29 – reforço estrutural; 30 – sistema de amortecimento; 31 - dispositivo anti-vortex; 32 – conduta de consumo de oxidante; 33 – conduta de consumo de combustível; 34 – sistema de propulsão do primeiro estágio (seis motores RD-253); 35 – TNA.

Em Órbita


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(11D48) e cada um tem um peso de 1.280 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,7 metros (cada motor tem uma câmara de combustão). Desenvolvendo 166.725 kgf (em vácuo), tem um Ies de 316 s e um Ies-nm de 285 s. O Tq de cada motor é de 130 s. Consomem N2O4/UDMH e foram desenhados por Valentin Glushko.

O segundo estágio, 8S811K, tem um peso bruto de 167.828 kg e uma massa de 11.715 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 244.652 kgf, tendo um Ies de 327 s e um Tq de 206 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um

comprimento de 14,0 metros. Está equipado com quatro motores RD-0210 (também designado 8D411K, RD-465 ou 8D49). Desenvolvidos por Kosberg, cada motor tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 59.360 kgf (em vácuo) com um Ies de 327 s e um Tq de 230 s. Cada motor tem uma câmara de combustão e consomem N2O4/UDMH.

O terceiro estágio, Proton K-3 (8S812K?), tem um peso bruto de 50.747 kg e uma massa de 4.185 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 64.260 kgf, tendo um Ies de 325 s e um Tq de 238 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um comprimento de 6,5 metros. Está equipado com um motor RD-0212 (também designado RD-473 ou 8D49). Desenvolvido por Kosberg, o RD-0212 tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 62.510 kgf (em vácuo) com um Ies de 325 s e um Tq de 230 s. O motor tem uma câmara de combustão e consome N2O4/UDMH.

O quarto estágio utilizado nesta missão, o 11S861 (Blok DM-2), tem um peso bruto de 17.3000 kg e uma massa de 2.300 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 8.670 kgf, tendo um Ies de 352 s e um Tq de 600 s. Tem um diâmetro de 3,7 metros, uma envergadura de 3,7 metros e um comprimento de 7,1 metros. Está equipado com um motor RD-58M

(também designado 11D58M). Desenvolvido por Serguei Korolev, o RD-58M tem um peso de 230 kg, um diâmetro de 1,17 metros e um comprimento de 2,27 metros, desenvolvendo 8.500 kgf (em vácuo) com um Ies de 353 s e um Tq de 680 s. O motor tem uma câmara de combustão e consome LOX e Querosene. Esta versão usa querosene sintético para obter um maior impulso específico. Contém também uma unidade de orientação para a colocação de satélites militares em órbita geossíncrona. A versão comercial deste estágio é designada Blok DM2 (sem a utilização do hífen!).

De forma geral o foguetão 8K82KM Proton-M apresenta várias melhorias em relação ao foguetão 8K82K Proton-K, nomeadamente novos sistemas aviónicos e um novo sistema de controlo, estruturas mais leves dos tanques de propolente (ainda a serem melhoradas com variações distintas do lançador), maior potência e performance para os motores do primeiro estágio, etc.

Os satélites Oko

Os satélites Oko (‘Olho’) são veículos de aviso antecipado de lançamento de mísseis balísticos e as suas raízes remontam a 1965 quando as defesas aéreas soviéticas decidiram atribuir à oficina KB-1 o desenvolvimento de propostas técnicas para uma arquitectura de um sistema espacial capaz de detectar a assinatura de infravermelhos originada pelos

O foguetão 8K82K Proton-K tendo como estágio superior o Blok D foi também utilizado para os ensaios dos veículos lunares tripulados da União Soviética, neste caso trata-se do 8K82K Proton-K/D (8K82K Proton-K/D (B10723401/17) lançado às 2142:10,77UTC do dia 14 de Setembro de 1968 desde a Plataforma de Lançamento PU-23 do Complexo de Lançamento LC81 e transportando a Zond-5 (Soyuz 7K-L1 n.º 9L).

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gases criados durante a fase de ignição do lançamento de um míssil balístico intercontinental. O sistema estaria activo 24 horas por dia e 365 dias por ano, sendo capaz de detectar somente um lançamento ou lançamentos múltiplos. Ao contrário do sistema norte-americano Defence Support Program (DSP) que utiliza satélites em órbitas geossíncronas, o sistema soviético iria utilizar dois tipos de órbitas: as órbitas Molniya para os satélites US-K Oko que seriam lançados por foguetões 8K78M Molniya-M e a órbita geossíncrona para os satélites que seriam lançados por foguetões 8K82K Proton-K/DM.

Vários tipos de sensores foram testados para serem utilizados nos satélites Oko desenvolvidos pela NPO Lavochkin, entre os quais a utilização de radar que seria abandonado em favor de sensores televisivos e de calor. Eventualmente, a constelação US-K acabaria por adoptar sensores infravermelhos que poderiam assim detectar o calor emitido durante a fase propulsiva do lançamento de um míssil.

O primeiro satélite Oko foi colocado em órbita às 1919UTC do dia 19 de Setembro de 1972 por um foguetão 8K78M Molniya-M/L a partir do complexo de lançamento LC41/1 do Cosmódromo NIIP-53 Plesetsk, tendo recebido a designação Cosmos 520. O satélite operou numa órbita com um apogeu a 39.319 km de altitude, perigeu a 652 km de altitude, inclinação orbital de 62,8º e período orbital de 710 minutos. Por seu lado, o primeiro satélite Oko a ser colocado numa órbita geossíncrona foi o Cosmos 775 (74Х6 US-KS 5V95 n.º 2005) lançado às 0030UTC do dia 8 de Outubro de 1975 pelo foguetão 8K82K Proton-K/DM (28602/4Л) a partir da Plataforma de Lançamento PU-23 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur.

Em Órbita


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O sistema Oko seria melhorado a partir de 1978 com o desenvolvimento da rede US-KMO (figura anterior) que incluía os satélites 72X6 (72Kh6) para órbitas Molniya e os satélites 71X6 (71Kh6) para órbitas geostacionárias. Após três lançamentos para validar o sistema a 14 de Fevereiro de 1991 (Cosmos 2133 ‘71Х6 n.º 7120’ lançado pelo foguetão 8K82K Proton-K/DM-2 (34402/38Л) desde a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo GIK-5 Baikonur), a 17 de Dezembro de 1992 (Cosmos 2224 ‘71Х6 n.º 7121’ lançado pelo foguetão 8K82K Proton-K/DM-2 (35702/64Л) desde a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo GIK-5 Baikonur) e a 6 de Julho de 1994 (Cosmos 2282 ‘71Х6 n.º 7123’ lançado pelo

foguetão 8K82K Proton-K/DM-2 (36502/68Л) desde a Plataforma de Lançamento PU-23 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo GIK-5 Baikonur), o sistema foi declarado operacional a 25 de Dezembro de 1996.

Os satélites 71Х6 têm uma massa de 2.600 kg sendo pressurizados e com um tempo de vida útil que varia entre os 5 e os 7 anos.

Lançamento do satélite Cosmos 2479

Os preparativos para o lançamento do satélite 71Х6 (71Kh6) n.º 7128 decorreram sem problema e o foguetão 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L) era transportado para a Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 às primeiras horas do dia 27 de Março de 2012.

O lançamento do último foguetão Proton-K teria lugar às 0549:32UTC do dia 30 de Março. A missão decorreu sem problemas com o estágio Blok DM-2 a executar duas queimas às 0703UTC e às 1223UTC antes da separação do satélite que receberia a designação Cosmos 2479.

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Lançamentos efectuados pelo foguetão 8K82K Proton-K

Desig. Int.

Data Hora UTC Veículo Lançador Plat. Lanç. Satélite

1967-021 10-Mar-67 11:30:33 8K82K Proton-K/D (Н10722701/10) LC81 PU-23 Cosmos 146 (7K-L1P (11F91) L-1 n.º 2P) 1967-032 8-Abr-67 09:00:32.7 8K82K Proton-K/D (Н10722801/11) LC81 PU-23 Cosmos 154 (L-1 n.º 3P) 1967-F11 27-Set-67 22:11:54 8K82K Proton-K/D (Я10722901) LC81 PU-23 11F91 (7K-L1) n.º 4L 1967-F12 22-ov-67 19:07:59 8K82K Proton-K/D (Я10723001) LC81 PU-24 11F91 (7K-L1) n.º 5L 1968-013 2-Mar-68 18:29:23 8K82K Proton-K/D (Я10723101/14) LC81 PU-23 Zond-4 (11F61 L-1 n.º 6L) 1968-F03 22-Abr-68 23:01:27 8K82K Proton-K/D (Я10723201/15L) LC81 PU-24 11F91 Soyuz 7K-L1 n.º 7L 1968-076 14-Set-68 21:42:10.77 8K82K Proton-K/D (B10723401) LC81 PU-23 Zond-5 (Soyuz 7K-L1 n.º 9L) 1968-101 10-ov-68 19:11:31 8K82K Proton-K/D (B10723501/19L) LC81 PU-23 Zond-6 (11F91 L-1 n.º 19L) 1968-103 16-ov-68 11:40:00 8K82K Proton-K (10723601) LC81 PU-24 Proton-4 (-6 n.º 1) 1969-F01 20-Jan-69 04:14:36 8K82K Proton-K/D (10723901) LC81 PU-23 11F91 (7K-L1) n.º 13L 1969-F04 19-Fev-69 06:48:15 8K82K Proton-K/D (В10723901/201?) LC81 PU-24 Luna Ye-8 n.º 201 / Lunokhod 8EL n.º 201 1969-F06 27-Mar-69 10:40:45 8K82K Proton-K/D (В10724001/521) LC81 PU-23 (Mars) 2M n.º 521 1969-F07 2-Abr-69 10:33:00 8K82K Proton-K/D (В10723301) LC81 PU-24 (Mars) 2M n.º 522 1969-F08 14-Jun-69 04:00:47 8K82K Proton-K/D (В10723801/401?) LC81 PU-24 (Luna) E-8-5 n.º 402 1969-058 13-Jul-69 02:54:42 8K82K Proton-K/D (Ю10724201/402?) LC81 PU-24 Luna-15 (E-8-5 n.º 401) 1969-067 7-Ago-69 23:48:06 8K82K Proton-K/D (Ю10724301/18) LC81 PU-23 Zond-7 (11F91 7К-Л1 n.º 11) 1969-080 23-Set-69 14:07:36 8K82K Proton-K/D (Ю10724401/403?) LC81 PU-24 Cosmos 300 (E-8-5 n.º 403) 1969-092 22-Out-69 14:09:59 8K82K Proton-K/D (Ю10724101/404?) LC81 PU-24 Cosmos 305 (E-8-5 n.º 404) 1969-F13 28-ov-69 09:00:00 8K82K Proton-K/D (Ю10724501/25) LC81 PU-23 L-1e n.º 1 / LK GVM 1970-F02 6-Fev-70 04:16:06 8K82K Proton-K/D (Ю10724701/405) LC81 PU-23 E-8-5 n.º 405 1970-072 12-Set-70 13:25:53 8K82K Proton-K/D (24801/203?) LC81 PU-23 Luna-16 (E-8-5 n.º 406) 1970-088 20-Out-70 19:55:39 8K82K Proton-K/D (25001/21) LC81 PU-23 Zond-8 (L-1 n.º 14) 1970-095 10-ov-70 14:44:01 8K82K Proton-K/D (25101/406?) LC81 PU-23 Luna-17 (E-8 n.º 203) / Lunokhod-1 (8EL n.º 203) 1970-103 2-Dez-70 17:00:00 8K82K Proton-K/D (25201/26) LC81 PU-23 Cosmos 382 (L-1e n.º 2K) / LK GVM 1971-032 19-Abr-71 01:40:00 8K82K Proton-K (34922425401) LC81 PU-24 Salyut (17F715 DOS-1 17K n.º 121) 1971-042 10-Mai-71 16:58:42 8K82K Proton-K D (25301/1101) LC81 PU-23 Cosmos 419 (3MS n.º 170) 1971-045 19-Mai-71 16:22:44 8K82K Proton-K D (25501/1201) LC81 PU-24 Mars-2 (4M n.º 171) 1971-049 28-Mai-71 15:26:30 8K82K Proton-K D (24901/1301) LC81 PU-23 Mars-3 (4M n.º 172) 1971-073 2-Set-71 13:40:40 8K82K Proton-K/D (4922425601 (25601)/0601) LC81 PU-24 Luna-18 KY (Ye-8-5 n.º 407) 1971-082 28-Set-71 10:00:22 8K82K Proton-K/D (5112425701 (25701)/400) LC81 PU-24 Luna-19 (Ye-8LS n.º 202) 1972-007 14-Fev-72 03:27:58.6 8K82K Proton-K/D (25801/0801) LC81 PU-24 Luna-20 KT (Ye-8-5 n.º 408) 1972-F04 29-Jul-72 03:20:57 8K82K Proton-K (26001) LC81 PU-23 DOS-2 (17K n.º 122) 1973-001 8-Jan-73 06:55:38 8K82K Proton-K/D (25901/205) LC81 PU-23 Luna-21 (E-8 n.º 204) / Lunokhod-2 (8EL n.º 204) 1973-017 3-Abr-73 09:00:00 8K82K Proton-K (28301) LC81 PU-23 Salyut-2 (Almaz OPS-1) 1973-026 11-Mai-73 00:20:00 8K82K Proton-K (284-01) LC81 PU-23 Cosmos 557 (DOS-3)

Em Órbita

45

1973-047 21-Jul-73 19:30:59 8K82K Proton-K/D (26201/1801) LC81 PU-23 Mars-4 (3MS n.º 52S) 1973-049 25-Jul-73 18:55:48 8K82K Proton-K/D (26201/1801) LC81 PU-24 Mars-5 (3MS n.º 53S) 1973-052 5-Ago-73 17:45:48 8K82K Proton-K/D (28101/1901) LC81 PU-23 Mars-6 (3MP n.º 50P) 1973-053 9-Ago-73 17:00:17 8K82K Proton-K/D (28101/2001) LC81 PU-24 Mars-7 (3MP n.º 51P) 1974-017 26-Mar-74 13:35:00 8K82K Proton-K/DM (28201/1Л) LC81 PU-23 Cosmos 637 (11F638 GVM) 1974-037 29-Mai-74 08:56:51 8K82K Proton-K/D (28202/0701) LC81 PU-24 Luna-22 (E-8LS n.º 206) 1974-046 24-Jun-74 22:38:00 8K82K Proton-K (28302) LC81 PU-23 Salyut-3 (Almaz OPS-2 11F71 n.º 10) 1974-060 29-Jul-74 12:00:00 8K82K Proton-K/DM (28701) LC81 PU-24 Molniya-1S (Molniya-1 11F658 n.º 38) 1974-084 28-Out-74 14:30:32 8K82K Proton-K/D (28501/0901) LC81 PU-24 Luna-23 KT (E-8-5M n.º 410) 1974-104 26-Dez-74 04:15:00 8K82K Proton-K (28402) LC81 PU-24 Salyut-4 (DOS-4 17K n.º 124) 1975-050 8-Jun-75 02:37:59 8K82K Proton-K/D-1 (28601/1Л) LC81 PU-24 Venera-9 (4V-1 n.º 660) 1975-054 14-Jun-75 03:00:31 8K82K Proton-K/D-1 (28502/2Л) LC81 PU-23 Venera-10 (4V-1 n.º 661) 1975-097 8-Out-75 00:30:00 8K82K Proton-K/DM (28602/4Л) LC81 PU-23 Cosmos 775 (SPR n.º 1/Oko?) 1975-F05 16-Out-75 04:04:56 8K82K Proton-K/D (28702/1401) LC81 PU-23 E-8-5M n.º 412 1975-123 22-Dez-75 13:00:00.056 8K82K Proton-K/DM (288-01) LC81 PU-24 Raduga-1 (Gran n.º 11L) 1976-057 22-Jun-76 18:04:00 8K82K Proton-K (290-02) LC81 PU-23 Salyut-5 (Almaz OPS-3 / Almaz 103-01) 1976-081 9-Ago-76 15:04:12 8K82K Proton-K/D-1 (288-02) LC81 PU-23 Luna-24 (E-8-5M n.º 413) 1976-092 11-Set-76 18:24:00 8K82K Proton-K/DM (28901/5Л) LC81 PU-24 Raduga-2 (Gran' n.º 12L) 1976-107 26-Out-76 14:50:00 8K82K Proton-K/DM (29001/6Л) LC81 PU-24 Ekran-1 (Ekran n.º 11L) 1976-121 15-Dez-76 01:30:00 8K82K Proton-K (28902) LC81 PU-24 Cosmos 881 (TKS VA LVI-1 n.º 009A) 1976-121 15-Dez-76 Cosmos 882 (TKS VA LVI-1 n.º 009) 1977-066 17-Jul-77 09:00:00 8K82K Proton-K (29302) LC81 PU-24 Cosmos 929 (TKS n.º 16101) 1977-071 23-Jul-77 21:15:00 8K82K Proton-K/DM (29101/7Л) LC200 PU-40 Raduga-3 (Gran' n.º 13L) 1977-F02 4-Ago-77 22:00:00 8K82K Proton-K (29301) LC81 PU-24 TKS VA LVI-2 n.º 009P/P

TKS VA LVI-2 n.º 009L/P 1977-092 20-Set-77 17:28:00 8K82K Proton-K/DM (29102/9Л) LC200 PU-40 Ekran-2 (Ekran n.º 12L) 1977-097 29-Set-77 06:50:00 8K82K Proton-K (29501) LC81 PU-24 Salyut-6 (DOS-5 / Zarya n.º 125 n.º 5L) 1978-032 30-Mar-78 00:00:00 8K82K Proton-K (29201) LC81 PU-24 Cosmos 997 (TKS VA n.º 102L) 1978-032 30-Mar-78 Cosmos 998 (TKS VA n.º 102P) 1978-F02 27-Mai-78 01:25:00 8K82K Proton-K/DM (29402) LC200 PU-40 Ekran n.º 13L 1978-073 18-Jul-78 21:59:00 8K82K Proton-K/DM (29202/10Л) LC200 PU-40 Raduga-4 (Gran' n.º 14L) 1978-F03 17-Ago-78 20:02:00 8K82K Proton-K/DM (49278117 (29702)/14Л) LC200 PU-40 Ekran n.º 15L 1978-084 9-Set-78 03:25:39 8K82K Proton-K/D-1 (29601/3Л) LC81 PU-23 Venera-11 (4V-1 n.º 360) 1978-086 14-Set-78 02:25:13 8K82K Proton-K/D-1 (29602/4Л) LC81 PU-24 Venera-12 (4V-1 n.º 361) 1978-F04 17-Out-78 16:04:00 8K82K Proton-K/DM (29801/ 12Л) LC200 PU-40 Ekran n.º 14L 1978-118 19-Dez-78 12:15:00 8K82K Proton-K/DM (29502/17Л) LC200 PU-40 Gorizont-1 (Gorizont n.º 11L) 1979-015 21-Fev-79 07:49:00 8K82K Proton-K/DM (29401/13Л) LC200 PU-40 Ekran-3 (Ekran n.º 16L) 1979-035 25-Abr-79 03:44:00 8K82K Proton-K/DM (29802/15Л) LC200 PU-40 Raduga-5 (Gran' n.º 15L)

Em Órbita

46

1979-042 22-Mai-79 23:00:00 8K82K Proton-K (30002) LC81 PU-24 Cosmos 1100 (TKS VA n.º 102P) Cosmos 1101 (TKS VA n.º 102L)

1979-062 5-Jul-79 23:19:00 8K82K Proton-K/DM (29901/21Л) LC200 PU-40 Gorizont-4 (Gorizont n.º 12L) 1979-087 3-Out-79 17:12:00 8K82K Proton-K/DM (30202/23Л) LC200 PU-40 Ekran-4 (Ekran n.º 17L) 1979-105 28-Dez-79 11:51:00 88K82K Proton-K/DM (30301/24Л) LC200 PU-40 Gorizont-5 (Gorizont n.º 13L) 1980-016 20-Fev-80 08:05:00 8K82K Proton-K/DM (29701/16Л) LC200 PU-39 Raduga-6 (Gran' n.º 16L) 1980-049 14-Jun-80 00:49:50 8K82K Proton-K/DM (30302/27Л) LC200 PU-39 Gorizont-4 (Gorizont n.º 15L) 1980-060 14-Jul-80 22:35:00 8K82K Proton-K/DM (30101/25Л) LC200 PU-40 Ekran-5 (Ekran n.º 19L) 1980-081 5-Out-80 17:10:00 8K82K Proton-K/DM (30001/19Л) LC200 PU-39 Raduga-7 (Gran' n.º 17L) 1980-104 26-Dez-80 11:49:00 8K82K Proton-K/DM (30401/32Л) LC200 PU-40 Ekran-6 (Ekran n.º 20L) 1981-027 18-Mar-81 04:40:00 8K82K Proton-K/DM (30601/18Л) LC200 PU-40 Raduga-8 (Gran' n.º 18L) 1981-039 25-Abr-81 02:01:00 8K82K Proton-K (29902) LC200 PU-39 Cosmos 1267 (TKS n.º 16301) 1981-061 25-Jun-81 23:55:00 8K82K Proton-K/DM (30501/20Л) LC200 PU-40 Ekran-7 (Ekran n.º 21L) 1981-069 30-Jul-81 21:38:00 8K82K Proton-K/DM (30102/22Л) LC200 PU-39 Raduga-9 (Gran' n.º 19L) 1981-102 9-Out-81 16:59:00 8K82K Proton-K/DM (31001/36Л) LC200 PU-39 Raduga-10 (Gran' n.º 20L) 1981-106 30-Out-81 06:04:00 8K82K Proton-K/D-1 (31101/5Л) LC200 PU-40 Venera-13 (4V-1M n.º 760) 1981-110 4-ov-81 05:31:00 8K82K Proton-K/D-1 (31102/6Л) LC200 PU-39 Venera-14 (4V-1M n.º 761) 1982-009 5-Fev-82 09:12:00 8K82K Proton-K/DM (30801/26Л) LC200 PU-40 Ekran-8 (Ekran n.º 22L) 1982-020 15-Mar-82 04:39:00 8K82K Proton-K/DM (30502/35Л) LC200 PU-39 Gorizont-5 (Gorizont n.º 14L) 1982-033 19-Abr-82 19:45:00 8K82K Proton-K (30602) LC200 PU-40 Salyut-7 (DOS-6 17K n.º 125-02) 1982-044 17-Mai-82 23:50:00 8K82K Proton-K/DM (31002/28Л) LC200 PU-39 Cosmos 1366 (Geizer n.º 11L / Potok n.º 1) 1982-F04 22-Jul-82 22:11:00 8K82K Proton-K/DM (30702/30Л) LC200 PU-40 Ekran n.º 23L 1982-093 16-Set-82 18:31:00 8K82K Proton-K/DM (30901/31Л) LC200 PU-40 Ekran-9 (Ekran n.º 24L) 1982-100 12-Out-82 14:57:00 8K82K Proton-K/DM-2 (31501/1Л) LC200 PU-39 Cosmos 1413 (11Ф654 Uragan n.º 11Л (224))

Cosmos 1414 (11Ф654ПЭ Uragan GVM) Cosmos 1415 (11Ф654ПЭ Uragan GVM)

1982-103 20-Out-82 16:26:00 8K82K Proton-K/DM (31201/37Л) LC200 PU-40 Gorizont-6 (Gorizont n.º 16L) 1982-113 26-ov-82 14:13:00 8K82K Proton-K/DM (31301/29Л) LC200 PU-39 Raduga-11 (Gran' n.º 21L) 1982-F08 24-Dez-82 12:00:00 8K82K Proton-K/DM (31401/33Л) LC200 PU-39 Gran' n.º 22L 1983-013 2-Mar-83 09:37:08 8K82K Proton-K (30902) LC200 PU-39 Cosmos 1443 (TKS-M n.º 16401) 1983-016 12-Mar-83 14:00:00 8K82K Proton-K/DM (30402/34Л) LC200 PU-40 Ekran-10 (Ekran n.º 18L) 1983-020 23-Mar-83 12:45:06 8K82K Proton-K/D-1 (30701/7Л) LC200 PU-39 Astron (1A n.º 602) 1983-028 8-Abr-83 04:45:00 8K82K Proton-K/DM (31502/38Л) LC200 PU-40 Raduga-12 (Gran' n.º 23L) 1983-053 2-Jun-83 02:28:39 8K82K Proton-K/D-1 (32101/8Л) LC200 PU-39 Venera-15 (4V-2 n.º 860) 1983-054 7-Jun-83 02:32:00 8K82K Proton-K/D-1 (32102/9Л) LC200 PU-40 Venera-16 (4V-2 n.º 861) 1983-066 30-Jun-83 23:56:00 8K82K Proton-K/DM (31402/39Л) LC200 PU-39 Gorizont-7 (Gorizont n.º 17L)

Em Órbita

47

1983-084 10-Ago-83 18:24:26 8K82K Proton-K/DM-2 (31701/2Л) LC200 PU-39 Cosmos 1490 (11Ф654 Uragan n.º 12Л? (222)) Cosmos 1491 (11Ф654 Uragan n.º 13Л? (223)) Cosmos 1492 (11Ф654ПЭ Uragan GVM)

1983-088 25-Ago-83 20:02:00 8K82K Proton-K/DM (31602/40Л) LC200 PU-40 Raduga-13 (Gran' n.º 24L) 1983-100 29-Set-83 17:37:00 8K82K Proton-K/DM (31801/50Л) LC200 PU-40 Ekran-11 (Ekran n.º 25L) 1983-118 30-ov-83 13:51:00 8K82K Proton-K/DM (30802/41Л) LC200 PU-39 Gorizont-8 (Gorizont n.º 18L) 1983-127 29-Dez-83 00:52:24 8K82K Proton-K/DM-2 (32002/4Л) LC200 PU-40 Cosmos 1519 (11Ф654 Uragan n.º 14Л? (220))

Cosmos 1520 (11Ф654 Uragan n.º 15Л? (219)) Cosmos 1521 (11Ф654ПЭ Uragan GVM)

1984-016 15-Fev-84 08:46:00 8K82K Proton-K/DM (31802/42Л) LC200 PU-39 Raduga-14 (Gran' n.º 25L) 1984-022 2-Mar-84 03:54:00 8K82K Proton-K/DM (31601/ 43Л) LC200 PU-40 Cosmos 1540 (Geizer n.º 12L / Potok) 1984-028 16-Mar-84 14:00:00 8K82K Proton-K (32201/44Л) LC200 PU-39 Ekran-12 (Ekran n.º 26L) 1984-031 29-Mar-84 05:53:00 8K82K Proton-K/DM (31902/45Л) LC200 PU-40 Cosmos 1546 (SPR n.º 2) 1984-041 22-Abr-84 04:21:00 8K82K Proton-K/DM (31202/46Л) LC200 PU-39 Gorizont-9 (Gorizont n.º 19L) 1984-047 19-Mai-84 15:11:00 8K82K Proton-K/DM-2 (32302/3Л) LC200 PU-40 Cosmos 1554 (11Ф654 Uragan n.º 16Л (218))

Cosmos 1555 (11Ф654 Uragan n.º 17Л (217)) Cosmos 1556 (11Ф654ПЭ Uragan GVM)

1984-063 22-Jun-84 00:20:00 8K82K Proton-K/DM (31901/47Л) LC200 PU-39 Raduga-15 (Gran' n.º 27L) 1984-078 1-Ago-84 21:37:00 8K82K Proton-K/DM (32401/48Л) LC200 PU-40 Gorizont-10 (Gorizont n.º 20L) 1984-090 24-Ago-84 19:50:00 8K82K Proton-K/DM (32402/51Л) LC200 PU-39 Ekran-13 (Ekran n.º 27L) 1984-095 4-Set-84 15:49:53 8K82K Proton-K/DM-2 (32001/5Л) LC200 PU-40 Cosmos 1593 (11Ф654 Uragan n.º 18Л (216))


1984-106 28-Set-84 14:00:00 8K82K Proton-K/DM-2 (32702/6Л) LC200 PU-39 Cosmos 1603 (Tselina-2 n.º 1) 1984-125 15-Dez-84 09:16:24 8K82K Proton-K/DM-1 (32901/11Л) LC200 PU-39 Vega-1 (5KV n.º 901) 1984-128 21-Dez-84 09:13:52 8K82K Proton-K/DM-1 (32502/12Л) LC200 PU-40 Vega-2 (5KV n.º 902) 1985-007 18-Jan-85 10:25:00 8K82K Proton-K/DM (32602/52Л) LC200 PU-39 Gorizont-11 (Gorizont n.º 21L) 1985-016 21-Fev-85 07:57:00 8K82K Proton-K/DM (32701/49Л) LC200 PU-39 Cosmos 1629 (SPR n.º 3/74Х6 n.º 7420) 1985-024 22-Mar-85 05:00:00 8K82K Proton-K/DM (32801/53Л) LC200 PU-39 Ekran-14 (Ekran n.º 28L) 1985-037 17-Mai-85 22:28:00 8K82K Proton-K/DM-2 (33002/7Л) LC200 PU-39 Cosmos 1650 (11Ф654 Uragan n.º 20Л (224))


1985-042 30-Mai-85 14:59:00 8K82K Proton-K/DM-2 (31302/8Л) LC200 PU-40 Cosmos 1656 (Tselina-2 n.º 2) 1985-070 8-Ago-85 21:01:00 8K82K Proton-K/DM (31702/55Л) LC200 PU-39 Raduga-16 (Gran' n.º 26L) 1985-086 27-Set-85 08:41:42 8K82K Proton-K (33101) LC200 PU-39 Cosmos 1686 (TKS-M n.º 16501) 1985-102 25-Out-85 15:45:00 8K82K Proton-K/DM-2 (33202/9Л) LC200 PU-40 Cosmos 1700 (Al'tair n.º 1L / Luch n.º 11L) 1985-107 15-ov-85 14:29:00 8K82K Proton-K/DM (32601/56Л) LC200 PU-39 Raduga-17 (Gran' n.º 28L)

Em Órbita

48

1985-118 24-Dez-85 21:43:28 8K82K Proton-K/DM-2 (33402/11Л) LC200 PU-39 Cosmos 1710 (11Ф654 Uragan n.º 22Л (209)) Cosmos 1711 (11Ф654 Uragan n.º 23Л (210)) Cosmos 1712 (11Ф654ПЭ Uragan GVM)

1986-007 17-Jan-86 10:20:00 8K82K Proton-K/DM (33102/57Л) LC200 PU-40 Raduga-18 (Gran' n.º 29L) 1986-017 19-Fev-86 21:28:23.006 8K82K Proton-K (33701) LC200 PU-39 Mir (DOS-7 17K n.º 127-01)

MAK-1 1986-027 4-Abr-86 03:45:00 8K82K Proton-K/DM (30201) LC200 PU-40 Cosmos 1738 (Geizer n.º 13L / Potok n.º 3) 1986-038 24-Mai-86 01:42:00 8K82K Proton-K/DM (33301/64Л) LC200 PU-39 Ekran-15 (Ekran n.º 30L) 1986-044 10-Jun-86 00:49:00 8K82K Proton-K/DM (322-02/60Л) LC200 PU-40 Gorizont-12 (Gorizont n.º 24L) 1986-071 16-Set-86 11:38:09 8K82K Proton-K/DM-2 (33601/10Л) LC200 PU-40 Cosmos 1778 (11Ф654 Uragan n.º 24Л (203))

Cosmos 1779 (11Ф654 Uragam n.º 25Л (202)) Cosmos 1780 (11Ф654 Uragan n.º 26Л (201))

1986-082 25-Out-86 15:43:00 8K82K Proton-K/DM (33502/62Л) LC200 PU-40 Raduga-19 (Gran' n.º 30L) 1986-090 18-ov-86 14:08:03 8K82K Proton-K/DM (334001/58Л) LC200 PU-39 Gorizont-13 (Gorizont n.º 22L) 1986-F07 29-ov-86 08:00:00 8K82K Proton-K (33801) LC200 PU-40 Almaz-T (303) (11Ф668Э Almaz-K n.º 303 / Mech-K n.º 303)

1987-010 30-Jan-87 09:19:00 8K82K Proton-K/DM-2 (34101/17Л) LC200 PU-40 Cosmos 1817 (Ekran-M n.º 11L) 1987-028 19-Mar-87 03:54:00 8K82K Proton-K/DM (32301/63Л) LC200 PU-40 Raduga-20 (Gran' n.º 31L) 1987-030 31-Mar-87 00:16:16 8K82K Proton-K (33602) LC200 PU-39 Kvant (TsM-e 37Ke n.º 010)

FSB (FSB n.º 16601) 1987-036 24-Abr-87 12:42:54 8K82K Proton-K/DM-2 (33501/18Л) LC200 PU-40 Cosmos 1838 (11Ф654 Uragan n.º 30Л)

Cosmos 1839 (11Ф654 Uragan n.º 31Л) Cosmos 1840 (11Ф654 Uragan n.º 32Л)

1987-040 11-Mai-87 14:45:00 8K82K Proton-K/DM (33802/61Л) LC200 PU-39 Gorizont-14 (Gorizont n.º 23L) 1987-064 25-Jul-87 09:00:00 8K82K Proton-K (34701) LC200 PU-40 Cosmos 1870 (Mech-K n.º 304 / Almaz-K) 1987-073 3-Set-87 19:26:00 8K82K Proton-K/DM (33702/65Л) LC200 PU-39 Ekran-16 (Ekran n.º 29L) 1987-079 16-Set-87 02:53:31 8K82K Proton-K/DM-2 (33902/26Л) LC200 PU-40 Cosmos 1883 (Uragan n.º 33L)

Cosmos 1884 (Uragan n.º 34L) Cosmos 1885 (Iragan n.º 35L)

1987-084 1-Out-87 17:09:00 8K82K Proton-K/DM-2 (32802/14Л) LC200 PU-39 Cosmos 1888 (Geizer n.º 15L / Potok) 1987-091 28-Out-87 15:15:00 8K82K Proton-K/DM-2 (32501/28Л) LC200 PU-40 Cosmos 1894 (SPR n.º 4) 1987-096 26-ov-87 13:28:00 8K82K Proton-K/DM-2 (33001/29Л) LC200 PU-39 Cosmos 1897 (Al'tair n.º 12L / Luch) 1987-100 10-Dez-87 11:30:00 8K82K Proton-K/DM-2 (34301/30Л) LC200 PU-40 Raduga-21 (Gran' n.º 32L) 1987-109 27-Dez-87 11:25:00 8K82K Proton-K/DM-2 (34501/31Л) LC200 PU-39 Ekran-17 (Ekran n.º 13L) 1988-F01 18-Jan-88 09:58:00 8K82K Proton-K/DM-2 (34102/21Л) LC200 PU-40 Gorizont n.º 25L 1988-009 17-Fev-88 00:23:22 8K82K Proton-K/DM-2 (34602/32Л) LC200 PU-39 Cosmos 1917 (Uragan n.º 38L)

Cosmos 1918 (Uragan n.º 37L) Cosmos 1919 (Uragan n.º 36L)

Em Órbita

49

1988-028 31-Mar-88 04:18:00 8K82K Proton-K/DM (34302/54Л) LC200 PU-40 Gorizont-15 (Gorizont n.º 26L) 1988-034 26-Abr-88 03:15:10 8K82K Proton-K/DM-2 (33201/12Л) LC200 PU-39 Cosmos 1940 (SPR n.º 5) 1988-036 6-Mai-88 02:47:00 8K82K Proton-K/DM (34901/66Л) LC200 PU-39 Ekran-18 (Ekran n.º 31L) 1988-043 21-Mai-88 17:57:00 8K82K Proton-K/DM-2 (34801/13Л) LC200 PU-39 Cosmos 1946 (11Ф654 Uragan n.º 39Л (235))

Cosmos 1947 (11Ф654 Uragan n.º 40Л (234)) Cosmos 1948 (11Ф654 Uragan n.º 41Л (233))

1988-058 7-Jul-88 17:38:04.306 8K82K Proton-K/D-2 (35602/2Л) LC200 PU-39 Fobos-1 (1F n.º 101) 1988-059 12-Jul-88 17:01:43.185 8K82K Proton-K/D-2 (35601/1Л) LC200 PU-40 Fobos-2 (1F n.º 102) 1988-066 1-Ago-88 21:04:00 8K82K Proton-K/DM-2 (35101/33Л) LC200 PU-39 Cosmos 1961 (Geizer n.º 16L / Potok n.º 5L) 1988-071 18-Ago-88 19:52:00 8K82K Proton-K/DM-2 (33302/15Л) LC200 PU-40 Gorizont-16 (Gorizont n.º 28L) 1988-085 16-Set-88 02:00:47 8K82K Proton-K/DM-2 (34902/43Л) LC200 PU-39 Cosmos 1970 (11Ф654 Uragan n.º 42Л (238))

Cosmos 1971 (11Ф654 Uragan n.º 43Л (237)) Cosmos 1972 (11Ф654 Uragan n.º 44Л (236))

1988-095 20-Out-88 15:43:00 8K82K Proton-K/DM-2 (33901/40Л) LC200 PU-39 Raduga-22 (Gran' n.º 34L) 1988-108 10-Dez-88 11:54:00 8K82K Proton-K/DM-2 (32902/19Л) LC200 PU-40 Ekran-19 (Ekran-M n.º 12L) 1989-001 10-Jan-89 02:05:25 8K82K Proton-K/DM-2 (35002/42Л) LC200 PU-39 Cosmos 1987 (11Ф654 Uragan n.º 27Л (239))

Cosmos 1988 (11Ф654 Uragan n.º 45Л (240)) Cosmos 1989 (ПКА (Эталон) n.º 1Л (241))

1989-004 26-Jan-89 09:16:00 8K82K Proton-K/DM-2 (35102/20Л) LC200 PU-40 Gorizont-17 (Gorizont n.º 29L) 1989-030 14-Abr-89 04:08:00 8K82K Proton-K/DM-2 (35902/22Л) LC200 PU-39 Raduga-23 (Gran' n.º 33L) 1989-039 31-Mai-89 08:31:59 8K82K Proton-K/DM-2 (35202/39Л) LC200 PU-40 Cosmos 2022 (11Ф654 Uragan n.º 28Л (231))

Cosmos 2023 (11Ф654 Uragan n.º 29Л (230)) Cosmos 2024 (ПКА (Эталон) n.º 2Л (232))

1989-048 21-Jun-89 23:35:00 8K82K Proton-K/DM-2 (35502/16Л) LC200 PU-39 Raduga-1 (1) (Globus n.º 11) 1989-052 5-Jul-89 22:45:00 8K82K Proton-K/DM-2 (34002/25Л) LC200 PU-40 Gorizont-18 (Gorizont n.º 27L) 1989-081 28-Set-89 17:05:00 8K82K Proton-K/DM-2 (34601/27Л) LC200 PU-40 Gorizont-19 (Gorizont n.º 31L) 1989-093 26-ov-89 13:01:41 8K82K Proton-K (35401) LC200 PU-39 Kvant-2 (TsM-D / 77KSD n.º 17101) 1989-096 1-Dez-89 20:20:57 8K82K Proton-K/D-1 (35201/10Л) LC200 PU-40 Granat (1AS n.º 1) 1989-098 15-Dez-89 11:30:00 8K82K Proton-K/DM-2 (34401/23Л) LC81 PU-23 Raduga-24 (Gran' n.º 36L) 1989-101 27-Dez-89 11:10:00 8K82K Proton-K/DM-2 (34702/34Л) LC200 PU-39 Cosmos 2054 (Al'tair n.º 14L / Luch) 1990-016 15-Fev-90 07:52:00 8K82K Proton-K/DM-2 (36302/41Л) LC81 PU-23 Raduga-25 (Gran' n.º 35L) 1990-045 19-Mai-90 08:32:33 8K82K Proton-K/DM-2 (35001/37Л) LC200 PU-40 Cosmos 2079 (Uragan n.º 46Л (242))

Cosmos 2080 (Uragan n.º 51Л (228)) Cosmos 2081 (Uragan n.º 2Л (229))

1990-048 31-Mai-90 10:33:20 8K82K Proton-K (36001) LC200 PU-39 Kristall (TsM-T 77KST n.º 17201) 1990-054 20-Jun-90 23:36:00 8K82K Proton-K/DM (34202/67Л) LC200 PU-40 Gorizont-20 (Gorizont n.º 30L) 1990-061 18-Jul-90 21:46:00 8K82K Proton-K/DM-2 (34001/24Л) LC200 PU-39 Cosmos 2085 (Geizer n.º 17L / Potok n.º 6L) 1990-F04 9-Ago-90 20:18:59 8K82K Proton-K/DM-2 (34502/44Л) LC200 PU-39 11Ф647М Экран-М n.º 14L

Em Órbita

50

1990-094 3-ov-90 14:40:00 8K82K Proton-K/DM-2 (37001/35Л) LC81 PU-23 Gorizont-21 (Gorizont n.º 32L) 1990-102 23-ov-90 13:22:00 8K82K Proton-M/DM-2 (34802/45Л) LC200 PU-39 Gorizont-22 (Gorizont n.º 33L) 1990-110 8-Dez-90 02:43:00 8K82K Proton-K/DM-2 (36602/47Л) LC200 PU-40 Cosmos 2109 (Uragan n.º 47Л? (247))

Cosmos 2110 (Uragan n.º 48Л? (248)) Cosmos 2111 (Uragan n.º 49Л? (249))

1990-112 20-Dez-90 11:35:00 8K82K Proton-K/DM-2 (36101/48Л) LC81 PU-23 Raduga-26 (Gran' n.º 37L) 1990-116 27-Dez-90 11:08:00 8K82K Proton-K/DM-2 (34201/46Л) LC200 PU-39 Raduga-1 (2) (Globus n.º 12) 1991-010 14-Fev-91 08:31:56 8K82K Proton-K/DM-2 (344-02) LC200 PU-39 Cosmos 2133 (Prognoz / SPR-2 (1)) 1991-014 28-Fev-91 05:30:00 8K82K Proton-K/DM-2 (360-02) LC81 PU-23 Raduga-27 (Gran' n.º 38L) 1991-024 31-Mar-91 15:12:00 8K82K Proton-K (365-01) LC200 PU-40 Almaz-1 (Mech-KU n.º 305 / Almaz-K) 1991-025 4-Abr-91 10:47:12 8K82K Proton-K/DM-2 (354-02) LC200 PU-39 Cosmos 2139 (Uragan n.º 50L)


1991-046 1-Jul-91 21:53:00 8K82K Proton-K/DM-2 (373-01/50L) LC200 PU-39 Gorozont-23 (Gorizont n.º 34L) 1991-064 13-Set-91 17:51:02 8K82K Proton-K/DM-2 (353-01) LC81 PU-23 Cosmos 2155 (Prognoz / SPR n.º 6) 1991-074 23-Out-91 15:25:00 8K82K Proton-K/DM-2 (362-02/55L) LC200 PU-39 Gorozont-24 (Gorizont n.º 35L) 1991-079 22-ov-91 13:27:00 8K82K Proton-K/DM-2 (353-02) LC81 PU-23 Cosmos 2172 (Geizer n.º 18L / Potok n.º 7) 1991-087 19-Dez-91 11:41:00 8K82K Proton-K/DM-2 (355-01) LC81 PU-23 Raduga-28 (Gran' n.º 39L) 1992-005 29-Jan-92 22:19:12 8K82K Proton-K/DM-2 (372-02) LC81 PU-23 Cosmos 2177 (Uragan n.º 68L)


1992-017 2-Abr-92 01:50:00 8K82K Proton-K/DM-2 (36901/57Л) LC81 PU-23 Gorizont-25 (Gorizont n.º 36L) 1992-043 14-Jul-92 22:02:00 8K82K Proton-K/DM-2 (37102/60Л) LC81 PU-23 Gorizont-26 (Gorizont n.º 37L) 1992-047 30-Jul-92 01:59:01 8K82K Proton-K/DM-2 (37601/63Л) LC81 PU-23 Cosmos 2204 (11Ф654 Uragan n.º 56Л? (756))

Cosmos 2205 (11Ф654 Uragan n.º 72Л? (772)) Cosmos 2206 (11Ф654 Uragan n.º 74Л? (774))

1992-059 10-Set-92 18:01:18 8K82K Proton-K/DM-2 (36301/61Л) LC81 PU-23 Cosmos 2209 (SPR n.º 7) 1992-074 30-Out-92 14:59:00 8K82K Proton-K/DM-2 (37201/58Л) LC81 PU-23 Ekran-20 (Ekran-M n.º 15L) 1992-082 27-ov-92 13:10:00 8K82K Proton-K/DM-2 (36401/65Л) LC81 PU-23 Gorizont-27 (Gorizont n.º 38L) 1992-088 17-Dez-92 12:45:00 8K82K Proton-K/DM-2 (35702/64Л) LC200 PU-39 Cosmos 2224 (Prognoz / SPR-2 (2)) 1993-010 17-Fev-93 20:09:47 8K82K Proton-K/DM-2 (36201/66L) LC81 PU-23 Cosmos 2234 (Uragan n.º 73Л? (773))


1993-013 25-Mar-93 02:28:00 8K82K Proton-K/DM-2 (35801/67L) LC81 PU-23 Raduga-29 (Gran' 11Ф638 n.º 42L) 1993-F01 27-Mai-93 01:22:00 8K82K Proton-K/DM-2 (36402/69L) LC81 PU-23 Gorizont 11Ф662 n.º 39Л (79424239) 1993-062 30-Set-93 17:05:59 8K82K Proton-K/DM-2 (35901/36L) LC81 PU-23 Raduga-30 (Gran' 11Ф638 n.º 41L) 1993-069 28-Out-93 15:17:00 8K82K Proton-K/DM-2 (36801/72L) LC81 PU-23 Gorizont-28 (Gorizont n.º 40L) 1993-072 18-ov-93 13:54:59 8K82K Proton-K/DM-2 (36701/85L) LC81 PU-23 Rimsat-1 / Gorizont-29 (Gorizont n.º 41L)

Em Órbita

51

1994-002 20-Jan-94 09:49:00 8K82K Proton-K/DM-2M (35802/11L) LC81 PU-23 Gals-1 (Gals 17Ф71? n.º 11L) 1994-008 5-Fev-94 08:46:00 8K82K Proton-K/DM-2 (37502/83L) LC81 PU-23 Raduga-1 (3) (Глобус-1 17Ф15 n.º 13L) 1994-012 18-Fev-94 07:56:00 8K82K Proton-K/DM-2 (37602/73L) LC81 PU-23 Raduga-31 (Gran' n.º 40L) 1994-021 11-Abr-94 06:49:22.012 8K82K Proton-K/DM-2 (37701/70L) LC81 PU-23 Cosmos 2275 (Uragan n.º 58Л? (758))


1994-030 20-Mai-94 2:01:00.058 8K82K Proton-K/DM-2 (35701/71L) LC81 PU-23 Rimsat-2 / Gorizont-30 (Gorizont n.º 42L) 1994-038 6-Jul-94 23:58:51 8K82K Proton-K/DM-2 (3650268L) LC81 PU-23 Cosmos 2282 (Prognoz / SPR-2 (3)) 1994-050 11-Ago-94 15:27:46 8K82K Proton-K/DM-2 (36702/74L) LC81 PU-23 Cosmos 2287 (Uragan n.º 67Л? (767))


1994-060 21-Set-94 17:53:00 8K82K Proton-K/DM-2 (38102/86L) LC200 PU-39 Cosmos 2291 (Гейзер/Поток 11Ф663? .º 19L) 1994-067 13-Out-94 16:19:59.988 8K82K Proton-K/DM-2M (37702/1L) LC200 PU-39 Ekspress-1 (Ekspress 11Ф639 n.º 11L) 1994-069 31-Out-94 14:30:55.975 8K82K Proton-K/DM-2 (36102/56L) LC81 PU-23 Elektro (Elektro 11Ф652 n.º 1L) 1994-076 20-ov-94 00:39:37 8K82K Proton-K/DM-2 (37101/97L) LC200 PU-39 Cosmos 2294 (Uragan n.º 62Л? (762))


1994-082 16-Dez-94 11:59:59.982 8K82K Proton-K/DM-2 (37302/75L) LC81 PU-23 Luch (Альтаир Альтаир n.º 13L) 1994-087 28-Dez-94 11:30:59.977 8K82K Proton-K/DM-2 (3660162L) LC81 PU-23 Raduga-32 (Gran' 11Ф638 n.º 43L) 1995-009 7-Mar-95 09:23:15 8K82K Proton-K/DM-2 (37002/76L) LC200 PU-39 Cosmos 2307 (Uragan n.º 65Л? (765))


1995-024 20-Mai-95 03:33:22 8K82K Proton-K (37802) LC81 PU-23 Spektr (TsM-O n.º 17301 / 77KSO n.º 17301) 1995-037 24-Jul-95 15:52:09.999 8K82K Proton-K/DM-2 (374-01) LC200 PU-39 Cosmos 2316 (Uragan n.º 80L)


1995-045 30-Ago-95 19:32:59.979 8K82K Proton-K/DM-2 (369-02) LC200 PU-39 Cosmos 2319 (Geizer n.º 20L / Potok n.º 9) 1995-054 11-Out-95 15:25:59.980 8K82K Proton-K/DM-2 (386-01) LC81 PU-23 Luch-1 (Gelios) 1995-063 17-ov-95 14:25:00.017 8K82K Proton-K/DM-2M (384-01) LC200 PU-39 Gals-2 Gals n.º 12L) 1995-068 14-Dez-95 06:10:30.994 8K82K Proton-K/DM-2 (37801/80L) LC200 PU-39 Cosmos 2323 (Uragan n.º 76Л? (776))


1996-005 25-Jan-96 09:55:59.898 8K82K Proton-K/DM-2 (37402/81L) LC200 PU-39 Gorizont-31 (Gorizont n.º 43L) 1996-010 19-Fev-96 08:19:00.016 8K82K Proton-K/DM-2 (38302/82L) LC200 PU-39 Raduga (Gran' n.º 44L) 1996-021 8-Abr-96 23:09:00.544 8K82K Proton-K/DM3 (39001/1L) LC81 PU-23 Astra-1F 1996-023 23-Abr-96 11:48:49.965 8K82K Proton-K (38501) LC81 PU-23 Priroda (TsM-I 77KSI n.º 17401) 1996-034 25-Mai-96 02:05:00 8K82K Proton-K/DM-2 (37901/100L) LC200 PU-39 Gorizont-32 (Gorizont n.º 44L) 1996-053 6-Set-96 17:37:38.978 8K82K Proton-K/DM1 (37501/1L) LC81 PU-23 Inmarsat-III F-2

Em Órbita

52

1996-058 26-Set-96 17:50:52.850 8K82K Proton-K/DM-2M (37902/2L) LC200 PU-39 Ekspress-12 (Ekspress n.º 12L) 1996-064 16-ov-96 20:48:52.795 8K82K Proton-K/D-2 (39202/3Л) LC200 PU-39 Mars-8 (M1 n.º 520 (Mars-96))

MAS-1 (MAS n.º 520/1) MAS-2 (MAS n.º 520/2) Penetrator-1 (P n.º 520/4) Penetrator-2 (P n.º 520/5)

1997-026 24-Mai-97 17:00:00.025 8K82K Proton-K/DM4 (38002/1L) LC81 PU-23 Telstar-5 (Intelsat Americas-8; Galaxy-25) 1997-028 6-Jun-97 16:56:54.031 8K82K Proton-K/DM5 (38001/1L) LC200 PU-39 Cosmos 2344 (11F664 Arkon n.º 1) 1997-030 18-Jun-97 14:02:44.998 8K82K Proton-K/DM2 (39002/1L) LC81 PU-23 Iridium-14 (Iridium SV014)

Iridium-12 (Iridium SV015) Iridium-9 (Iridium SV009) Iridium-10 (Iridium SV010) Iridium-13 (Iridium SV013) Iridium-16 (Iridium SV016) Iridium-11 (Iridium SV011)

1997-041 14-Ago-97 20:49:14.020 8K82K Proton-K/DM-2 (38101/88L) LC200 PU-39 Cosmos 2345 (Prognoz [Око-1] УС-КС ) 74Х6+ n.º 7425

1997-046 28-Ago-97 00:33:30.011 8K82K Proton-K/DM3 (38702/3L) LC81 PU-23 Panamsat-5 (PAS-5) 1997-051 14-Set-97 01:36:54.005 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) LC81 PU-23 Iridium-29 (Iridium SV029)


1997-070 12-ov-97 17:00:00 8K82K Proton-K/DM-2M (38201/8L) LC200 PU-39 Kupon (Kupon K95K) 1997-076 2-Dez-97 23:10:37.042 8K82K Proton-K/DM3 (38202/2L) LC81 PU-23 Astra-1G 1997-086 24-Dez-97 23:19:00 8K82K Proton-K/DM3 (39401/5L) LC81 PU-23 Asiasat-3 (HGS-1) 1998-021 7-Abr-98 02:13:05 8K82K Proton-K DM2 (39102/4L) LC81 PU-23 Iridium-62 (Iridium SV062)


1998-025 29-Abr-98 04:36:54 8K82K Proton-K/DM-2 (38402/98L) LC200 PU-39 Cosmos 2350 (Prognoz [Око-2] УС-КМО 71Х6+ n.º 7122)

1998-028 7-Mai-98 23:45:00.007 8K82K Proton-K/DM3 (39302/7L) LC81 PU-23 Echostar-4 1998-050 30-Ago-98 00:31:00.027 8K82K Proton-K/DM3 (38301/9L) LC81 PU-23 Astra-2A 1998-065 4-ov-98 5:11:59.992 8K82K Proton-K/DM3 (39502/10L) LC81 PU-23 Panamsat-8

Em Órbita

53

1998-067 20-ov-98 06:40:00.006 8K82K Proton-K (39501) LC81 PU-23 Zarya (77KSM n.º 17501 / ISS-1A/R) 1998-077 30-Dez-98 18:25:46.23 8K82K Proton-K/DM-2 (38502/92L) LC200 PU-39 Cosmos 2362 (Uragan 11Ф654 n.º 86Л (786)) 1998-077 30-Dez-98 Cosmos 2363 (Uragan 11Ф654 n.º 84Л (784)) 1998-077 30-Dez-98 Cosmos 2364 (Uragan 11Ф654 n.º 79Л (779)) 1999-005 15-Fev-99 05:12:00.002 8K82K Proton-K/DM-3 (39601/4L) LC81 PU-23 Telstar-6 1999-010 28-Fev-99 03:29:59.997 8K82K Proton-K/DM-2 (38701/84L) LC81 PU-23 Raduga-1 (04) (Globus 17Ф15 n.º 15L) 1999-013 21-Mar-99 00:09:29.994 8K82K Proton-K/DM3 (38801/12L) LC81 PU-23 Asiasat-3S 1999-027 20-Mai-99 22:30:00.003 8K82K Proton-K/DM-3 (39602/11L) LC81 PU-23 imiq-1 1999-033 18-Jun-99 01:49:29.997 8K82K Proton-K/DM-3 (39702/8L) LC81 PU-23 Astra-1H 1999-F02 5-Jul-99 13:31:59.973 8K82K Proton-K/Briz-M (38901/88501) LC81 PU-24 11F638 Gran' n.º 45L 1999-047 6-Set-99 16:35:59.998 8K82K Proton-K/DM-2M (38802/4L) LC81 PU-23 Yamal-101

Yamal-102 1999-053 27-Set-99 22:30:00.000 8K82K Proton-K/DM-3 (39802/18L) LC81 PU-23 LMI-1 1999-F03 27-Out-99 16:15:59.998 8K82K Proton-K/DM-2 (4922122122 (38602)/102Л) LC200 PU-39 Ekspress-A1 (Ekspress-A n.º 1) 2000-011 12-Fev-00 09:10:53.993 8K82K Proton-K/DM-3 (39902/15L) LC81 PU-23 Garuda-1 (ACES) 2000-013 12-Mar-00 04:07:00.007 8K82K Proton-K/DM-2M (39901/10L) LC200 PU-39 Ekspress-6A (Express-A n.º 2) 2000-019 17-Abr-00 21:05:59.994 8K82K Proton-K/DM-2M (39701/9L) LC200 PU-39 Sesat Siberia-Europe Satellite 2000-029 6-Jun-00 2:58:59.970 8K82K Proton-K/Briz-M (39201/88502 (2Л)) LC81 PU-24 Gorizont-31 (Gorizont 11Ф662 n.º 45L) 2000-031 24-Jun-00 23:28:00 8K82K Proton-K/DM-2 (39402/89L) LC200 PU-39 Ekspress-3A (Ekspress-A n.º 3) 2000-035 30-Jun-00 22:08:46.977 8K82K Proton-K/DM3 (40001/29L) LC81 PU-24 Sirius-1 (CD Radio-1) 2000-036 4-Jul-00 23:43:59.996 8K82K Proton-K/DM-2 (38902/90L) LC200 PU-39 Cosmos 2371 (Geizer / Potok 11Ф663? .º 22L) 2000-037 12-Jul-00 04:56:36.002 8K82K Proton-K (39801) LC81 PU-23 Zvezda (17KSM n.º 128-01 / ISS-1R) 2000-049 28-Ago-00 20:07:59.981 8K82K Proton-K/DM-2 (40102/87L) LC81 PU-24 Raduga-1 (5) (Globus 17Ф15 n.º 16L) 2000-051 5-Set-00 09:43:58.002 8K82K Proton-K/DM3 (40002/22L) LC81 PU-23 Sirius-2 2000-059 1-Out-00 22:00:00.015 8K82K Proton-K/DM3 (40101/13L) LC81 PU-23 GE-1A 2000-063 13-Out-00 14:12:44.970 8K82K Proton-K/DM-2 (39301/91L) LC81 PU-24 Cosmos 2374 (Uragan 11Ф654 n.º 83Л? (783))

Cosmos 2375 (Uragan 11Ф654 n.º 87Л? (787)) Cosmos 2376 (Uragan 11Ф654 n.º 88Л? (788))

2000-067 26-Out-00 22:00:00.006 8K82K Proton-K/DM3 (40201/19L) LC81 PU-23 GE-6 2000-077 30-ov-00 19:59:47.008 8K82K Proton-K/DM-3 (40202/17L) LC81 PU-23 Sirius-3 (CD Radio-3) 2001-019 15-Mai-01 01:11:30 8K82K Proton-K/DM3 (40301/6L) LC81 PU-23 PAS-10 2001-025 16-Jun-01 01:49:00.025 8K82K Proton-K/DM3 (40302/27L) LC81 PU-23 Astra-2C 2001-037 24-Ago-01 20:35:00 8K82K Proton-K/DM-2 (40401/99L) LC81 PU-24 Cosmos 2379 (SPR n.º 9 / Prognoz) 2001-045 6-Out-01 16:44:59.975 8K82K Proton-K/DM-2 (40501/93L) LC81 PU-24 Raduga-1 (06) (17Ф15 n.º 14L) 2001-053 1-Dez-01 18:04:43.972 8K82K Proton-K/DM-2 (40502/101L) LC81 PU-24 Cosmos 2380 (11Ф654 n.º 90Л? (790))

Cosmos 2381 (11Ф654 n.º 89Л? (789)) Cosmos 2382 (14Ф17? Uragan-M n.º 11L (711))

2002-016 30-Mar-02 17:25:00.015 8K82K Proton-K/DM3 (40601/28L) LC81 PU-23 Intelsat-903

Em Órbita

54

2002-023 07-Mai-02 16:59:59.775 8K82K Proton-K/DM3 (40402/21L) LC81 PU-24 DirecTV-5 (Tempo-1) 2002-029 10-Jun-02 01:13:59.999 8K82K Proton-K/DM-2M (40701/11L) LC200 PU-39 Ekspress-A1R (Ekspress-A n.º 4) 2002-037 25-Jul-02 15:13:20.971 8K82K Proton-K/DM-5 (40801/2L) LC81 PU-24 Cosmos 2392 (11F664 n.º 6421 Arkon-2) 2002-039 22-Ago-02 05:15:00.011 8K82K Proton-K/DM3 (40602/20L) LC81 PU-23 Echostar-8 2002-048 17-Out-02 4:41:00.027 8K82K Proton-K/DM-2 (40901/5L) LC200 PU-39 ITEGRAL 2002-053 25-ov-02 23:04:23.013 8K82K Proton-K/DM3 (40802/24L) LC81 PU-23 Astra-1K 2002-060 25-Dez-02 7:37:58.009 8K82K Proton-K/DM-2M (40902/95L) LC81 PU-23 Cosmos 2394 (11Ф654 Uragan-91Л? (791))

Cosmos 2395 (11Ф654 Uragan-92Л? (792)) Cosmos 2396 (11Ф654 Uragan-93Л? (793))

2003-015 24-Abr-03 4:23:16.977 8K82K Proton-K/DM-2 (41002/96L) LC81 PU-24 Cosmos 2397 (US-KMO / Prognoz-2) 2003-024 06-Jun-03 22:15:15.031 8K82K Proton-K/Breeze-M (41001/88505) LC200 PU-39 AMC-9 (Americom-9) 2003-053 24-ov-03 06:22:00.009 8K82K Proton-K/DM-2M (40702/12L) LC81 PU-23 Yamal-201 (Yamal-200 n.º 1) 2003-056 10-Dez-03 17:42:11.978 8K82K Proton-K/Briz-M (41003/88506) LC81 PU-24 Cosmos 2402 (11F654 Uragan-94Л? (794))

Cosmos 2403 (11F654 Uragan-95Л? (795)) Cosmos 2404 (14Ф113? Uragan-11Л? (701))

2003-060 28-Dez-03 23:00:00.29 8K82K Proton-K/DM-2M (41004/13L) LC200 PU-39 Ekspress-AM22 2004-010 27-Mar-04 03:30:00.00 8K82K Proton-K/DM-2 (41005/105L) LC81 PU-23 Raduga-1 (7) 2004-015 26-Abr-04 20:37:00.011 8K82K Proton-K/DM-2M (41008/14L) LC200 PU-39 Ekspress-AM11 2004-043 29-Out-04 22:10:59.999 8K82K Proton-K/DM-2M (41008/15L) LC200 PU-39 Ekspress-AM1 2004-053 26-Dez-04 13:53:30.998 8K82K Proton-K/DM-2 (41009/104L) LC81 PU-23 Cosmos 2411 (11F654 Uragan-796)

Cosmos 2412 (11F654 Uragan-797) Cosmos 2413 (11F654M Uragan-M 712)

2005-010 29-Mar-05 21:30:59.990 8K82K Proton-K/DM-2M (41010/16L) LC200 PU-39 Ekspress-AM2 2005-023 24-Jun-05 19:40:59.993 8K82K Proton-K/DM-2 (41007/103L) LC200 PU-39 Ekspress-AM-3 2005-050 25-Dez-05 05:07:09.988 8K82K Proton-K/DM-2 (41011/106L) LC81 PU-24 Cosmos 2417 (GLOASS-87 798)

Cosmos 2418 (GLOASS-M5 713) Cosmos 2419 (GLOASS-M6 714)

2006-022 17-Jun-06 22:44:05.003 8K82K Proton-K/DM-3 (41012/23L) LC200 PU-39 KazSat 2006-062 25-Dez-06 20:18:11.977 8K82K Proton-K/DM-2 (41015/108L) LC81 PU-24 Cosmos 2424 (Uragan-M 715 (GLOASS-M6))

Cosmos 2425 (Uragan-M 716 (GLOASS-M7)) Cosmos 2426 (Uragan-M 717 (GLOASS-M8))

2007-052 26-Out-07 07:35:23.975 8K82K Proton-K/DM-2 (41017/110L) LC81 PU-24 Cosmos 2431 (GLOASS-M18) Cosmos 2432 (GLOASS-M19) Cosmos 2433 (GLOASS-M20)

2008-033 26-Jun-08 23:59:42.992 8K82K Proton-K/DM-3 (41014/111L) LC81 PU-24 Cosmos 2440 (US-KMO n.º 11 / Oko-1) 2009-010 28-Fev-10 04:09:59.971 8K82K Proton-K/DM-2 (41016/107L) LC81 PU-24 Raduga-1(8) (Globus 18L / 17F15) 2012-013 30-Mar-12 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L) LC81 PU-24 Oko (71Kh6 7128)

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China lança satélite de comunicações Um novo lançamento comercial da China teve lugar a 31 de Março de 2012 com a colocação em órbita do satélite Apstar-7. Utilizando um foguetão CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E, esta missão foi mais um sucesso para a China que afirma assim a sua posição no mercado internacional do lançamento de satélites apesar das restrições impostas pelos Estados Unidos.

O Apstar-7

Segundo o Contrato de Serviços de Lançamento do Apstar-7 assinado entre a Corporação Industrial Grande Muralha da China (China Great Wall

Industry Corporation (CGWIC) e a APT Satellite Company Limited (APT) a 8 de Novembro de 2009, a CGWIC e a Academia Chinesa de Tecnologia de Veículos Lançadores, subsidiárias da Corporação Aeroespacial Tecnológica e Cientifica da China, e a Controlo Geral de Lançamentos e Rastreio de Satélites da China, ficaram responsáveis pelo lançamento do satélite de telecomunicações Apstar-7 construído pela Thales Alenia Space

France (TASF), a partir do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu de 50.281 km, apogeu de 200 km e inclinação orbital de 27,4º.

A APT Satellite Company Limited é um dos operadores líderes na região da Ásia – Pacífico, tendo uma frota de cinco satélites que fornece serviços de retransmissão e de comunicações, cobrindo cerca de 75% da população mundial na Ásia, Europa, África e Austrália.

O satélite Apstar-7 é um satélite de comunicações avançado baseado no modelo Spacebus 4000C2 da TASF com uma massa de 5.054 kg no lançamento e um tempo de vida útil de 15 anos. O satélite está equipado com 56 repetidores operacionais (28 repetidores de

banda C e 28 repetidores de banda Ku) e irá substituir o satélite Apstar-2R na posição 76,5º longitude Este. A cobertura em banda C irá cobrir a Ásia, África, Austrália e parte da Europa, enquanto que a sua cobertura múltipla de Ku irá cobrir a China, Médio Oriente e o continente africano.

Na imagem ao lado é possível referenciar as diferentes zonas de cobertura que serão proporcionadas pelo satélite Apstar-7.

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O lançador CZ-3B Chang Zheng-3B

O foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B representa uma evolução em relação ao lançador orbital CZ-3A Chang Zheng-3A, sendo um dos veículos mais potentes disponíveis pela China. É um lançador a três estágios auxiliados por quatro propulsores laterais de combustível hipergólico, possuindo uma grande capacidade de carga para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona utilizando para tal tanques de propolente mais largos e uma maior ogiva.

A Academia Chinesa de Tecnologia de Veículos Lançadores (CALT) iniciou o desenho do CZ-3A Chang Zheng-3A em meados dos anos 80. O CZ-3A é um veículo lançador a três estágios com uma capacidade de 2.600 kg para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O seu terceiro estágio utiliza propolentes criogénicos, isto é hidrogénio e oxigénio líquido. A capacidade do CZ-3B para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona atinge os 5.100 kg ao utilizar quatro propulsores laterais e um segundo estágio mais alongado. O CZ-3B proporciona quatro tipos de carenagens de protecção e quatro tipos distintos de interfaces de carga que proporcionam assim aos utilizadores mais flexibilidade. As principais características do CZ-3B estão assinaladas na seguinte tabela.

Estágio Propulsores laterais

Primeiro estágio

L-180

Segundo estágio

L-35

Terceiro estágio

H-18

Massa no lançamento (kg) 426.000

Propolente N2O4/UDMH LOX/LH2

Massa do Propolente (kg) 37.746 (x4) 171.775 49.605 18.193

Massa do estágio (kg) 41.000 (x4) 179.000 55.000 21.000

Motor DaFY5-1 (YF-20B) DaFY6-2 (YF-20B)

DaFY20-1 (Principal)

DaFY21-1 (Vernier)

(YF-22A/23A)

YF-75

Força (k) 740,4 (x4) 2.961,6 742 (Principal)

11,8 x 4 (vernier) 4.312

Impulso específico (s) 291 189 297 440

Impulso específico nível do mar (s) 261 259 260 -

Tempo de queima (s) 128 155 110 470

Diâmetro (m) 2,25 3,35 3,35 3,0

Comprimento (m) 15,326 23,272 9,943 12,375

Comprimento carenagem (m) 9,56

Diâmetro carenagem (m) 4,0

Comprimento total (m) 54,838

O sistema do CZ-3B é composto pela estrutura do foguetão lançador, sistema de propulsão, sistema de controlo, sistema de telemetria, sistema de rastreio e segurança, sistema de controlo de atitude e de gestão de propolente na fase orbital não propulsiva, sistema de utilização de propolente criogénico, sistema de separação e sistema auxiliar.

A estrutura do foguetão actua de forma a suportar as várias cargas internas e externas no lançador durante o transporte, elevação (colocação na plataforma de lançamento) e voo. A estrutura do foguetão também combina todos os subsistemas em conjunto. A estrutura do foguetão é composta pelos propulsores, primeiro estágio, segundo estágio, terceiro estágio e carenagem de protecção. A figura na página seguinte mostra a configuração do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B.

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Cada propulsor lateral é composto pela zona frontal, tanque de oxidante, zona inter-tanque, tanque de combustível, secção posterior, secção de cauda, estabilizador, válvulas e condutas, etc. O primeiro estágio é composto pela secção inter-estágio, tanque de oxidante, inter-tanque, tanque de combustível, secção posterior, secção de cauda, válvulas e condutas, etc. O segundo estágio é composto pelo tanque de oxidante, inter-tanque, tanque de combustível, válvulas e condutas, etc.

O terceiro estágio contém o adaptador de carga, secção de equipamento e tanque de propolente criogénico. O adaptador de carga faz a ligação física entre a carga e o foguetão CZ-3B e reparte as cargas entre ambos. O anel da interface no topo do adaptador pode ser uma das interfaces standard internacionais 937B, 1194, 1194A ou 1666. A secção de equipamento para o método de introdução da carga na plataforma de lançamento (Encapsulation-on-pad) é uma placa circular fabricada numa estrutura metálica em favos de mel onde estão montados os sistemas aviónicos do lançador. Se a carenagem é montada no método BS3, a secção de equipamento será uma estrutura cilíndrica com uma altura de 0,9 metros apoiada no terceiro estágio (As duas figuras seguintes mostram os diferentes tipos de secção de equipamento). O tanque de propolente do terceiro estágio é termicamente isolado com um anteparo comum, tendo uma forma convexa superior no meio. O hidrogénio líquido é abastecido na parte superior do tanque e o oxigénio líquido é armazenado na parte inferior.

A carenagem é composta por uma abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e secção cónica invertida.

Em Órbita


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O sistema de rastreio e de segurança mede os dados da trajectória e parâmetros de injecção orbital finais. O sistema também fornece informação para meios de segurança. A auto-destruição do foguetão lançador seria levada a cabo de forma remota caso ocorresse alguma anomalia em voo. O desenho da medição de trajectória e de segurança são integrados em conjunto.

O sistema de controlo de atitude e de gestão de propolente na fase de voo não propulsionada leva a cabo o controlo de atitude e gestão de propolente em órbita e reorienta o lançador antes da separação da carga. Um motor alimentado por hidrazina em pressão trabalha de forma intermitente neste sistema que pode ser accionado repetidamente segundo os comandos recebidos.

O sistema de utilização dos propolentes criogénicos mede em tempo real o nível de propolentes no interior dos tanques do terceiro estágio e ajusta o nível de consumo de oxigénio líquido para tornar os propolentes residuais numa proporção óptima. O ajustamento é utilizado para compensar o desvio da performance do motor, estrutura da massa, carga de propolente, etc., para o propósito de se obter uma maior capacidade de lançamento. O sistema contém um processador, sensores de nível de propolente e válvulas de ajustamento.

Os seguintes esquemas representam a estrutura dos sistemas de propulsão do primeiro, segundo e terceiro estágios.

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Durante a fase de voo do CZ-3B Chang Zheng-3B existem cinco eventos de separação: a separação dos quatro propulsores laterais, a separação entre o segundo e o primeiro estágio, a separação entre o segundo e o terceiro estágio, a separação da carenagem e a separação entre a carga e o terceiro estágio.

• Separação dos propulsores – os propulsores laterais estão acoplados ao primeiro estágio por três piromecanismos localizados na secção frontal e por mecanismos de separação na secção posterior. Quatro pequenos foguetões geram forças de separação para o exterior após a abertura simultânea dos mecanismos de separação.

• Separação entre o primeiro e o segundo estágio – a separação entre o primeiro e o segundo estágio é uma separação a quente, isto é o segundo estágio entra em ignição em primeiro lugar e depois o primeiro estágio é separado com a força dos gases de exaustão após o accionamento de 14 parafusos explosivos.

• Separação entre o segundo e o terceiro estágio – a separação entre o segundo e o terceiro estágio é uma separação a frio. Os parafusos explosivos são accionados em primeiro lugar e depois pequenos retro-foguetões no segundo estágio são accionados para gerar a força de separação.

• Separação da carenagem – durante a separação da carenagem, os parafusos explosivos que ligam a carenagem e o terceiro estágio são accionados em primeiro lugar e depois todos os dispositivos pirotécnicos que ligam as duas metades da carenagem são accionados, com a carenagem a ser separada longitudinalmente. A carenagem volta-se para fora apoiada em dobradiças devido à força exercida por molas.

• Separação entre a carga e o terceiro estágio – a carga está fixa com o lançador ao longo de uma banda de fixação. Após a separação, a carga é empurrada pela acção de molas.

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O sistema de coordenadas do foguetão lançador (OXYZ) tem origem no centro de massa instantâneo do veículo, isto é no centro de massa integrado da combinação carga / veículo lançador, incluindo o adaptador, propolentes e carenagem, etc., caso seja aplicável. O eixo OX coincide com o eixo longitudinal do foguetão. O eixo OY é perpendicular ao eixo OX e estão no interior do plano de lançamento 180º para lá do azimute de lançamento. Os eixos OX, OY e OZ formam um sistema ortogonal que segue a regra da mão direita.

A atitude de voo do eixo do veículo lançador está definida na figura ao lado. O fabricante do satélite define o sistema de coordenadas do satélite. A relação ou orientação entre o veículo lançador e os sistemas do satélite serão determinados ao longo da coordenação técnica para projectos específicos.

Missões que podem ser realizadas pelo CZ-3B

O foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B é um veículo potente e versátil que é capaz de levar a cabo as seguintes missões:

• Transportar cargas para órbitas de transferência para a órbita geossíncrona (GTO). Esta será a função primária do CZ-3B e o objectivo da sua concepção. Após a separação do CZ-3B, o satélite irá transferir-se da órbita GTO para a órbita geossíncrona GEO). Esta é a órbita operacional na qual o período orbital do satélite coincide com o período de rotação da Terra, 24 horas, e o plano orbital coincide com o plano do equador (ver figura em baixo);

• Injectar cargas numa órbita terrestre baixa (LEO) localizada abaixo de uma altitude média de 2.000 km;

• Injectar cargas em órbitas sincronizadas com o Sol (SSO). O plano destas órbitas encontra-se ao longo da direcção de rotação do eixo de rotação da Terra ou aponta para a rotação da Terra em torno do Sol. A velocidade angular do satélite é igual à velocidade angular média da Terra em torno do Sol.

• Lançar sondas espaciais para lá do campo gravitacional da Terra.

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Performance do CZ-3B Chang Zheng-3B

No total já foram levadas a cabo 16 lançamentos do CZ-3B, tendo uma taxa de sucesso de 93,75% (ou 87,50% se assumirmos que o lançamento do Palapa-D foi um lançamento mal sucedido). O primeiro lançamento do CZ-3B teve lugar a 14 de Fevereiro de 1996 (1901UTC) quando o veículo Y1 tentou colocar em órbita o satélite Intelsat-708. Infelizmente o lançamento levado a cabo desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang não foi bem sucedido devido a um problema no sistema de orientação do lançador que acabou por se despenhar 22 segundos após abandonar a plataforma de lançamento LC2, matando ou ferindo 59 pessoas. A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo CZ-3B:

Lançamento Veículo lançador Data de Lançamento Hora (UTC) Satélites

2007-031 Y10 5-Jul-07 12:08:03,807 ZX-6B ZhongXing-6B 'ChinaSat-6B'

(31800 2007-031A)

2008-028 Y11 9-Jun-08 12:15:04,393 ZX-9 ZhongXing-9 'ChinaSat-9'

(33051 2008-028A)

2008-055 Y12* 29-Out-08 16:53:43,093 Simon Bolivar 'VEESAT-1'

(33414 2008-055A)

2009-046 Y8 31-Ago-09 9:28:00 Palapa-D

(35812 2009-046A)

2010-042 Y13* 4-Set-10 16:14:04,227 ZX-6A ZhongXing-6A ‘ChinaSat-6ª'

(37150 2010-042A)

2011-026 Y20* 20-Jun-11 16:13:04,358 ZX-10 ZhongXing-10 ‘ChinaSat-10’

(37677 2011-026A)

2011-042 Y19* 11-Ago-11 16:15:04,434 PakSat-1R

(37779 2011-042A)

2011-047 Y16 18-Set-11 16:33:03,621 ZX-1A ZhongXing-1A ‘ChinaSat-1A'

(37804 2011-047A)

2011-057 Y18* 7-Out-11 08:21:04,348 Eutelsat-W3C

(37836 2011-057A)

2012-014 Y22* 31-Mar-12 10:27:04,438 Apstar-7

(XXXXX 2012-014A)

Mais recentemente uma versão melhorada do CZ-3B tem estado em desenvolvimento para aumentar a sua capacidade de carga GTO para os 5.500 kg. O CZ-3B/E tem basicamente a mesma configuração do CZ-3B exceptuando um estágio central mais alargado. O primeiro voo do CZ-3B/E teve lugar a 13 de Maio de 2007.

Descrição da missão do CZ-3B5

O CZ-3B é principalmente utilizado para missões para a órbita GTO, sendo a GTO standard recomendada ao utilizador do veículo. O CZ-3B coloca a carga numa GTO standard com os seguintes parâmetros a partir de Xichang: altitude do perigeu – 200 km; altitude do apogeu – 35.954 km, inclinação 28,5º; argumento do perigeu – 178º (estes parâmetros representam a órbita instantânea a quando da separação do satélite do terceiro estágio; A altitude do perigeu é equivalente a uma altitude real de 35.786 km na passagem do primeiro perigeu devido a perturbações causadas pela forma oblatada da Terra). Os quadros seguintes mostram a sequência de voo típica do CZ-3B Chang Zheng-3B.

5 A discussão da performance do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B é baseada na assumpção de que o veículo é lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang tendo em conta as limitações relevantes no que diz respeito à segurança e requerimentos de rastreio a partir do solo; tem-se em conta que o azimute de lançamento é de 97,5º; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação não estão incluídas na massa da carga; o terceiro estágio do CZ-3B transporta a quantidade suficiente de propolente para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade superior a 99,73%; por altura da separação da carenagem de protecção o fluxo aerodinâmico é inferior a 1.135 W/m2; e os valores das altitudes orbitais são determinados em relação a uma Terra esférica com um raio de 6.378 km.

Esta tabela mostra os últimos dez lançamentos orbitais levados a cabo pelo foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B. Os lançamentos executados pela versão CZ-3B/E estão assinalados por *. Todos os lançamentos são levados a cabo desde o Centro de Lançamentos de Satélites de Xichang. Tabela: Rui C. Barbosa.

Em Órbita


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Evento Tempo de Voo (s) Lançamento 0,000 Manobra de arfagem 10,000 Final da queima dos propulsores 127,211 Separação dos propulsores 128,711 Final da queima 1º estágio 144,680 Separação entre 1 / 2º estágio 146,180 Separação da carenagem 215,180 Final da queima do motor principal 2º estágio 325,450 Final da queima dos motores vernier 2º estágio 330,450 Separação entre 2º / 3º estágio; Primeira ignição 3º estágio 331,450 Final da primeira queima 3º estágio 615,677 Início da fase não propulsiva 619,177 Fim da fase não propulsiva / Segunda ignição 3º estágio 1258,424 Final da segunda queima 3º estágio / Início do ajustamento de velocidade 1437,673 Fim do ajustamento de velocidade 1457,673

Separação da carga 1537,673

Evento Velocidade relativa (m/s)

Altitude de Voo (km)

Distância ao Solo (km)

Inclinação Balística

(º)

Projecção Latitude Satélite

(º)

Projecção Longitude Satélite

(º) Lançamento 0,000 1,825 0,000 90,000 28,246 102,027 Final da queima dos propulsores

2242,964 53,944 68,716 24,804 28,161 102,720

Separação dos propulsores 2282,754 55,360 71,777 24,509 28,157 102,751 Final da queima 1º estágio 2735,779 70,955 108,172 21,711 28,110 103,117 Separação entre 1 / 2º estágio 2740,492 72,466 111,953 21,480 28,105 103,155 Separação da carenagem 3317,843 131,512 307,187 12,479 17,829 105,115 Final da queima do motor principal 2º estágio

5148,022 190,261 744,771 4,334 27,090 109,464

Final da queima dos motores vernier 2º estágio

5164,813 192,145 769,756 4,096 27,043 109,711

Separação entre 2º / 3º estágio; Primeira ignição 3º estágio

5164,493 192,509 774,756 4,047 27,034 109,760

Final da primeira queima 3º estágio

7358,010 204,340 2466,220 -0,003 22,800 125,868

Início da fase não propulsiva 7362,919 204,322 3491,177 0,006 22,724 126,096 Segunda ignição 3º estágio 7373,724 200,109 7061,323 -0,033 4,363 164,098 Final da segunda queima 3º estágio

9792,292 219,913 8231,117 3,025 -2,348 175,503

Fim do ajustamento de velocidade terminal

9791,531 231,622 8719,973 3,806 -3,195 176,979

Separação da carga 9724,207 304,579 9466,105 6,879 -6,514 182,839

Sequência de voo típica do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B Tabela: Rui C. Barbosa.

Parâmetros característicos da trajectória de voo típica do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B Tabela: Rui C. Barbosa.

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As carenagens do CZ-3B

A carga está protegida por uma carenagem que a isola de várias interferências da atmosfera, que inclui correntes de ar de alta velocidade, cargas aerodinâmicas, aquecimento aerodinâmico e ruídos acústicos, etc., enquanto que o lançador ascende através da atmosfera. A carenagem proporciona assim à carga um bom meio ambiente.

O aquecimento aerodinâmico é absorvido ou isolado pela carenagem. A temperatura no interior da carenagem é controlada dentro dos limites estabelecidos. Os ruídos acústicos gerados por correntes de ar e pelos motores do lançador são reduzidos para níveis permitidos para a respectiva carga.

A carenagem é separado e ejectada quando o foguetão lançador voa fora da atmosfera. A altura exacta da separação da carenagem é determinada pelo requisito de que o fluxo de calor aerodinâmico na separação da carenagem seja inferior a 1.135 W/m2.

Vinte e dois tipos de testes foram levados a cabo no desenvolvimento da carenagem do CZ-3B, incluindo testes em túneis de voo, testes térmicos, testes acústicos, testes de separação, testes de análise de modelos, testes de resistência, etc.

O CZ-3B Chang Zheng-3B proporciona quatro tipos distintos de carenagens: 4000F, 4000Z, 4200F e 4200Z, conforme referidas no seguinte quadro:

Designação Descrição

4000F Diâmetro de 4.000 mm; a carenagem é montada na plataforma de lançamento.

4000Z Diâmetro de 4.000 mm; a carenagem é montada em BS3.

4200F Diâmetro de 4.200 mm; a carenagem é montada na plataforma de lançamento.

4200Z Diâmetro de 4.200 mm; a carenagem é montada em BS3.

A carenagem 4000F tem uma altura de 9,561 metros e suporta as interfaces de carga 937B, 1194, 1194A e 1666. A carenagem 4000Z tem uma altura de 8,98 metros e suporta as interfaces de carga 1194A e 1666. A carenagem 4200F tem uma altura de 9.777 metros e suporta as interfaces de carga 1194A e 1666, tal como a carenagem 4200F que tem uma altura de 9,381 metros.

As carenagens utilizadas no foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B: à esquerda as carenagens 4000F e 4000Z e à direita as carenagens 4200F e 4200Z.

Em Órbita


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O volume estático da carenagem é a limitação física das dimensões máximas da configuração da carga a transportar. O volume estático é determinado pela consideração das deformações estimadas a nível dinâmico e estático do conjunto carenagem / carga por uma variedade de interferências durante o voo. Os volumes variam com diferentes tipos de carenagem e adaptadores de carga. Pode-se permitir que algumas saliências na carga possam exceder o volume estático máximo (Φ3650 ou Φ3850) da secção cilíndrica da carenagem.

As estruturas das carenagens referidas são muito similares. Consistem numa abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e uma secção cónica invertida.

A abóbada é um corpo semi-esférico com um raio de 1 metros, uma altura de 0,661 metros e um diâmetro de base de 1,890 metros. Consiste numa concha abobadada, um anel de base, um anel em encapsulamento e reforços.

A concha abobadada é uma estrutura em fibra de vidro com uma espessura de 8 mm. O anel de base, anel de encapsulamento e reforço são fabricados em ligas de alumínio de alta resistência. Uma cintura à base de borracha de sílica cobre o exterior da linha de divisão e um cinturão de borracha está comprimido entre as duas metades. Os cinturões de isolamento exterior e interior impedem a corrente de ar de entrar na carenagem durante o voo.

A parte superior da secção bicónica é um cone de 25º com uma altura de 1,400 metros e a parte inferior é um cone de 15º com uma altura de 1,500 metros. A parte superior e a parte inferior estão interligadas. O diâmetro do anel superior é de 1,890 metros e o diâmetro do anel inferior é de 4,000 metros.

A estrutura da secção cilíndrica é idêntica à da secção bicónica, isto é tem uma constituição em favos de mel de alumínio. Existem duas entradas de ar condicionado na parte superior da secção cilíndrica e 10 saídas de exaustão com uma área total de 191 cm2 na parte inferior.

A secção cónica invertida é uma estrutura reforçada monocoque. É composta por um anel superior, um anel intermédio, reforços inferiores longitudinais e cobertura com tratamento químico. Para as carenagens 4000F e 4200F, estão disponíveis portas de acesso nesta secção. Para as carenagens 4000Z e 4200Z não existem portas de acesso.

A superfície exterior da carenagem, especialmente a superfície da abóbada e da secção bicónica, sofre um aquecimento devido à corrente de ar a alta velocidade durante o lançamento. Deste modo, são adoptadas medidas que evitam o aquecimento para garantir que a temperatura na superfície interior seja inferior a 80ºC.

A superfície exterior da secção bicónica e da secção cilíndrica são cobertas por um painel de cortiça especial. O painel na secção bicónica tem uma espessura de 1,2 mm e na secção cilíndrica tem uma espessura de 1,0 mm.

O mecanismo de separação e ejecção da carenagem consiste em mecanismos de abertura laterais, mecanismo de abertura longitudinal e mecanismo de separação. Para as carenagens 4000F e 4200F o anel na base da carenagem está ligado com a secção curta dianteira do tanque criogénico do terceiro estágio por doze parafusos explosivos não contaminantes. Para as carenagens 4000Z e 4200Z a base do anel na carenagem está ligado com o topo da secção de equipamento por parafusos explosivos não contaminantes. A fiabilidade de um parafuso explosivo é de 0,9999.

O plane de separação longitudinal da carenagem é o quadrante II-IV (XOZ). O mecanismo de abertura longitudinal consiste em parafusos entalhados, mangueiras, mangueiras com cordas explosivas e detonadores, suportes dos detonadores e dois parafusos explosivos. Duas mangueiras de aço percorrem a linha de separação da carenagem. Dois detonadores não sensíveis estão fixados a cada extremidade das cordas explosivas. A quando da separação, os dois parafusos não contaminantes são detonados e cortados. Os detonadores fazem as cordas explosivas entrar em ignição, gerando-se gás a alta pressão o que leva à expansão das mangueiras de aço e à quebra dos parafusos entalhados. Nesta sequência, a carenagem separa-se em duas metades. O gás gerado fica selado nas mangueiras de aço, não havendo assim contaminação da carga.

Uma das duas cordas explosivas pode ser detonada apenas se um dos quatro detonadores é accionado. Se uma das cordas explosivas é accionada, todos os parafusos entalhados podem ser quebrados, isto é a carenagem pode separar-se. Assim, a fiabilidade da separação longitudinal é muito elevada.

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O mecanismo de separação da carenagem é composto por dobradiças e molas. Cada metade da carenagem é suportada por duas dobradiças que se localizam no quadrante I e III. Existem seis molas de separação colocadas em cada metade da carenagem; o máximo de força exercida por cada mola é de 37,8 kN. Após a abertura da carenagem, cada metade roda em torno de uma dobradiça. Quando a taxe de rotação da metade da carenagem é superior a 18º/s, a carenagem é ejectada. O processo cinemático é exemplificado na figura em baixo.

Podem ser incorporadas na secção bicónica da carenagem e na secção cilíndrica janelas transparentes às radiofrequências RF para fornecer ao satélite a capacidade de transmissão através da carenagem de acordo com as necessidades do utilizador. As janelas transparentes RF são fabricadas em fibra de vidro na qual a taxa de transparência é indicada na tabela em baixo.

Podem ser proporcionadas portas de acesso à secção cilíndrica para permitir um acesso limitado ao satélite após a colocação da carenagem. Algumas áreas da carenagem não podem ser seleccionadas para a localização das janelas de radiofrequência RF.

Em cima: Mecanismo de separação da carenagem. Em baixo: Distribuição dos parafusos explosivos de separação lateral.

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O Complexo de Lançamento

O complexo de lançamento LC2 para o foguetão Chang Zheng-3B no Centro de Lançamento de Satélites em Xichang, inclui a plataforma de lançamento, torre de serviço, torre umbilical, centro de controlo de lançamento, sistemas de abastecimento, sistemas de fornecimento de gás, sistemas de fornecimento de energia, torres de protecção contra relâmpagos, etc. Um desenho esquemático do complexo de lançamento em Xichang é apresentado na figura seguinte.

A torre de serviço é composta pela torre do guindaste, equipamento movível, plataformas, elevadores, sistema de distribuição e fornecimento de energia, condutas de abastecimento para armazenamento do propolente, detectores de incêndio e extintores. Esta torre tem uma altura de 90,60 metros. No topo da torre existem dois guindastes. A altura de levantamento efectiva é de 85 metros. A capacidade de carga é de 20.000 kg (guincho principal) e 10.000 kg (guincho suplente). Existem dois elevadores (com uma capacidade de 2.000 kg) para a elevação de pessoal e equipamentos. A torre tem plataformas para operações de verificação e operações de teste do foguetão lançador e da sua carga. A parte superior da torre é uma área limpa com ambiente controlado. O nível de limpeza é de Classe 100.000 e as temperaturas na área de operação do satélite encontram-se entre os 15 ºC e os 25 ºC. A acoplagem entre a carga e o veículo lançador, teste do satélite, encapsulamento da carenagem e outras actividades são levadas a cabo nesta área. Um guindaste superior telescópico está equipado para levar a cabo estas operações. Este guindaste pode rodar num ângulo de 180º e a sua capacidade é de 8.000 kg.

Na torre de serviço, a Sala 812 é exclusivamente preparada para a carga. No seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz UPS (Fase 120V, 5kW). A resistência é menos de 1Ω. A área desta sala é de 8 m2. Para além de um sistema de hidratação, a torre de serviço está também equipada com pó extintor e extintores 1211.

A torre umbilical serve para fornecer ligações eléctricas, condutas de gás, condutas líquidas, bem como as ligações para o satélite e para o foguetão lançador. A torre tem um sistema de braço amovível, plataformas e condutas de abastecimento criogénico. O abastecimento do lançador é levado a cabo através das condutas criogénicas. A torre umbilical também está equipada com sistemas de ar condicionado para a carga e carenagem, um sistema RF, sistemas de comunicações, plataformas rotativas, sistemas de extinção de incêndios, etc. Os cabos de fornecimento de energia são conectados ao satélite e ao lançador através desta torre umbilical. As condutas do ar condicionado são ligadas à carenagem também através desta torre para fornecer ar limpo. A limpeza do ar condicionado é de Classe 100.000 e a temperatura encontra-se entre os 15ºC e os 25ºC, com uma humidade entre 35% e 55%. A Sala 722 da torre umbilical é exclusivamente preparada para a carga. A sua área é de 8m2 e no seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz/50Hz UPS (Fase 120V/220V/15A). A resistência é menos de 1Ω.

Na página seguinte encontra-se um esquema do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de satélites de Xichang.

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Centro de Controlo de Lançamento

O Centro de Controlo de Lançamento (CCL) é uma estrutura em fortim capaz de resistir a uma explosão violenta. As operações levadas a cabo na torre (tais como testes antes do lançamento, abastecimento, operações de lançamento) do foguetão lançador são controladas desde o CCL. O controlo de lançamento do satélite também pode ser levado a cabo no CCL. A sua área de construção é de 1.000 m2.

O CCL inclui as salas de teste do veículo lançador, salas de teste dos satélites, sala de controlo de abastecimento, sala de controlo de lançamento, sala de informação para o director de missão, sistema de ar condicionado, passagens de evacuação, etc. Todo o CCL recebe ar condicionado.

Existem duas salas para o teste dos satélites e cada uma tem uma área de 48,6 m2. a temperatura no interior das salas é de 20ºC com variação máxima e mínima de 5ºC. A humidade relativa é de 75%. Em cada sala existem painéis de distribuição de energia 380V/220V, 50Hz e 120V/220V, 60Hz. A resistência é menos de 1Ω. O satélite é conectado com o equipamento de controlo no interior da sala de teste através de cabos umbilicais.

Estão disponíveis no interior das salas sistemas de telefone e de monitorização, bem como na torre e nos restantes locais.

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Centro de Controlo e Comando da Missão

O Centro de Controlo e Comando da Missão (CCCM) está localizado a 7 km do local de lançamento. Todo o edifício inclui duas partes: uma é a zona de comando e controlo e a outra é a zona de computação. A zona de comando e controlo consiste em duas áreas: a área de comando e a área de segurança. Em torno da primeira zona encontram-se salas de operação e escritórios. Existem uma sala de visitas no segundo andar e os visitantes podem observar o lançamento em ecrãs de televisão. Existem sistemas de televisão por cabo parta os visitantes.

O CCCM tem como funções comandar todas as operações das estações de rastreio e monitorizar a performance e estado do equipamento, levar a cabo o controlo de segurança após o lançamento, obter informações sobre os parâmetros de localização do

lançador a partir de estações e processar estes dados em tempo real, fornecer a aquisição e obter dados para as estações de rastreio e para o Centro de Controlo de Satélites em Xi’an, fornecer informações à equipa de controlo e levar a cabo o processamento de dados após a missão.

O CCCM possui um sistema de computadores a funcionar em tempo real; um sistema de comando e controlo; levar a cabo a monitorização e fornecimento de controlo, computadores sistemas de conversão D/A e A/D, sistemas de televisão, sistemas de gravação de dados e sistemas de telecomando; sistemas de comunicação, sistemas de temporização e transmissão de dados, e equipamento de impressão e revelação de filme.

Centro de Controlo, Telemetria e Detecção

O Centro de Controlo, Telemetria e Detecção (CCTD) do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang e o CCTD do Centro de Controlo de

Satélites de Xi’an, formam uma rede de Controlo, Telemetria e Detecção para cada missão. O CCTD do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang consiste na estação de rastreio de Xichang, na estação de rastreio de Yibin e na estação de rastreio de Guiyang. O CCTD do Centro de Controlo de Satélites de Xi’an consiste na estação de rastreio de Weinan, na estação de rastreio de Xiamen e nos navios de instrumentação.

O Centro de rastreio de Xichang inclui equipamentos ópticos, radar, telemetria e telecomando. É responsável pela medição e processamento dos dados de voo do foguetão lançador e também pelo controlo da zona de segurança. Os dados recebidos e gravados pelo sistema do CCTD são utilizados para o processamento e análise após a missão.

As principais funções do CCTD são o registo dos dados iniciais de voo em tempo real, medição da trajectória do veículo lançador; recepção, gravação, transmissão e processamento dos dados e telemetria do foguetão lançador e do satélite; tomar decisões relativas à segurança; e computar o estado de separação entre o satélite e o lançador e respectivos parâmetros de injecção.

Após o lançamento o foguetão é imediatamente seguido pelo equipamento óptico, de telemetria e por radares em torno do local de lançamento. Os dados recebidos são enviado para CCCM. Estes dados serão inicialmente processados e enviados para as estações respectivas. Os computadores das estações recebem estes dados e levam a cabo a conversão de coordenadas, utilizando esses dados como dados para orientar o sistema do CCTD para obter e seguir o alvo.

Após a detecção do alvo, os dados medidos são enviados para os computadores na estação e para o CCCM para serem processados. Estes dados processados são utilizados para o controlo da segurança do voo. Os resultados das computações são enviados para o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang e para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an em tempo real através de linhas de transmissão de dados.

Em caso de falha durante as fases de voo do primeiro ou segundo estágio, o oficial de segurança tomará uma decisão tendo por base os critérios de segurança.

A injecção orbital da carga é detectada pelos navios de rastreio e enviada para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an. Os resultados são enviados para o CCCM de Xichang para processamento e monitorização.

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Lançamento do Asiasat-7 Os preparativos e a contagem decrescente para o lançamento decorreram sem problemas. A T-7h 30m iniciava-se o abastecimento de oxigénio líquido (LOX) ao terceiro estágio do foguetão lançador, seguindo-se o abastecimento de hidrogénio líquido ao mesmo estágio a T-6h. O sistema de controlo do veículo era activado a T-1h 20m, ao mesmo tempo que se realizava uma verificação funcional. A T-1h era activado o sistema de telemetria e realizados testes funcionais dos três estágios.

O fluxo de ar condicionado para o interior da carenagem era interrompido a T-40m, seguindo-se a introdução do perfil de voo no computador do lançador. O procedimento de pré-arrefecimento do motor do terceiro estágio iniciava-se a T-22m seguindo-se a T-13m o abastecimento final dos propolentes do terceiro estágio. Entre T-15m e T-13m o sistema umbilical com o satélite era desligado e a T-3m o sistema de telemetria e de detecção começava a utilizar o fornecimento interno de energia. As condutas de propolente são removidas do terceiro estágio, seguindo-se a separação dos sistemas umbilicais do sistema de controlo e o afastamento dos braços de suporte da torre umbilical. A T-30s eram activados os sistemas de telemetria e de seguimento.

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A ignição dos quatro propulsores laterais de propolente líquido e do motor YF-25 do primeiro estágio teve lugar às 1027:04,438UTC do dia 31 de Março (T=0s). Após abandonar a torre de lançamento, o foguetão executa uma manobra para se colocar no azimute de voo correcto a T+11s quando o lançador já se encontrava a uma altitude de 2 km. A separação dos quatro propulsores ocorre a T+1m 21s, seguindo-se a separação entre o primeiro e o segundo estágio a T+2m 39,4s. A separação da carenagem de protecção ocorre a T+3m 55,5s.

A primeira ignição do motor YF-24E do terceiro estágio ocorre logo após a separação entre este e o segundo estágio a T+5m 44,2s no final da queima do motor YF-21C do segundo estágio. Esta primeira ignição irá terminar a T+10m 20,4s.

O conjunto (terceiro estágio mais o satélite) encontra-se agora numa órbita preliminar e numa fase não propulsiva do lançamento. Esta fase terminará a T+21m 3,9s com o início da segunda ignição do terceiro estágio com o objectivo de colocar o satélite numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. A segunda ignição termina a T+24m 2,8s, ocorrendo logo de seguida uma manobra de ajustamento de velocidade.

A separação do satélite Apstar-7 teve lugar a T+25m 46,8s com o satélite a ser colocado numa órbita com um apogeu a 35.746,2 km de altitude, perigeu a 200 km de altitude e inclinação orbital de 26,1º. O satélite utilizaria posteriormente os seus próprios meios de propulsão para elevar o seu perigeu, diminuir a inclinação orbital e atingir a órbita geossíncrona.

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Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo nos meses de Fevereiro e Março de 2012. Por debaixo de cada satélite está referida uma sequência de quatro números que indica respectivamente o apogeu orbital (km), perigeu orbital (km), a inclinação orbital em relação ao equador terrestre (º) e o período orbital (minutos). Estes dados foram fornecidos pelo Space Track e são os dados mais recentes para cada veículo à altura da edição deste número do Boletim Em Órbita.

Data UTC Des. Int. ORAD Designação Lançador Local Peso (kg)

03 Fev. 0004 2012-005A 38075 Navid-e Elm-o Sanat Safir-1B (ERS2002) Semnan 50 Reentrou a 2 de Abril de 2012 13 Fev. 1000 2012-006A 38077 LARES Vega (VV01) CSG Kourou, ZLV 400 (1453 / 1435 / 69,49 / 114,75) 2012-006B 38078 ALMASat-1 12,50 (1426 / 313 / 69,49 / 102,34) e-st@r 1,0 Goliat 1,0 MaSat-1 1,0 PW-Sat 1 1,0 Robusta 1,0 XaTcobeo 1,0 UniCubeSat GG 1,0 14 Fev. 1936:37 2012-007A 38087 SES-4 8K82KM Proton-M/Briz-M (93524/99526) Baikonur, LC200 PU-39 6.180 (35792 / 35781 / 0,03 / 1436,09) 24 Fev. 1612:04 2012-008A 38091 Compass-G5 (Beidou-11) CZ-3C Chang Zheng-3C (Y6) Xichang, LC2 (35794 / 35781 / 1,79 / 1436,16) 2.300 24 Fev. 2215:00 2012-009A 38093 MUOS-1 Atlas-V/551 (AV-030) Cabo Canaveral AFS, SLC-41 (35790 / 35784 / 5,08 / 1436,12) 6.740 23 Mar. 0434 2012-010A 38096 ATV-3 'Edoardo Amaldi' Ariane-5ECA (L553/VA205) CSG Kourou, ELA3 20.100 (398 / 387 / 51,64 / 92,41) 25 Mar. 1210:32 2012-011A 38098 Intelsat-22 8K82KM Proton-M/Briz-M (93528/99537) Baikonur, LC200 PU-39 6.400 (35790 / 35785 / 0,06 / 1436,12) 30 Mar. 0549 2012-012A 38101 Cosmos 2479 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L) Baikonur, LC81 PU-24 2.600 (35904 / 35697 / 2,25 / 1436,79) 31 Mar. 1027:04 2012-013A 38107 Apstar-7 CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y22) Xichang, LC2 5.054 (50124 / 238 / 27,43 / 929,93)

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Outros Objectos Catalogados

A tabela indica os objectos catalogados em órbita no mês de Março de 2012.

Data Lançamento Des. Int. ORAD Designação Veículo Lançador Local de Lançamento

23 Março 2012-010B 38097 ESC-A (L553) Ariane-5ES (L553/VA205) CSG Kourou, ELA3 25 Março 2012-011B 38099 Briz-M (99537) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93528/99537) Baikonur, LC200 PU-39 25 Março 2012-011C 38100 Tanque Briz-M (99537) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93528/99537) Baikonur, LC200 PU-39 30 Março 2012-012B 38102 8S812K (8K82K 41018) 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L) Baikonur, LC81 PU-24 30 Março 2012-012C 38103 Adaptador Blok DM-2 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L) Baikonur, LC81 PU-24 30 Março 2012-012D 38104 Blok DM-2 (117L) 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L) Baikonur, LC81 PU-24 31 Março 2012-013B 38106 H-18 (Y22) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y22) Xichang, LC2

Regressos / Reentradas A tabela indica os satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram no mês de Março de 2012. Estas informações são cedidas pelo Space Track. Ree: reentrou na atmosfera terrestre; Reg: regressou após a missão.

Data Status Des. Int. ORAD Designação Lançador Data Lançamento Local Lançamento D. Órbita 01 Mar. Ree. 1975-052CV 21375 (Destroço) Delta-2910 (595/D111) 12 Junho Vandenberg AFB, SLC-2W 13412 02 Mar. Ree. 1993-036FB 33946 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6834 02 Mar. Ree. 1993-036BHL 37272 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6834 03 Mar. Ree. 1994-029ABJ 24759 (Destroço) NB-52 (008) Pegasus/HAPS (005/F5) 19 Maio Edwards AFB, RW04/22 6498 03 Mar. Ree. 1993-036ADQ 34919 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6835 03 Mar. Ree. 1993-036BBX 36472 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6835 03 Mar. Ree. 2011-038B 37764 H-18 (Y17) CZ-3A Chang Zheng-3A (Y17) 26 Julho Xichang, LC3 221 04 Mar. Ree. 2007-057B 32300 Tanque Briz-M 8K82KM Proton-M/Briz-M (53523/88523) 17 Novembro GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 1569 04 Mar. Ree. 1999-025DEU 33659 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4682 04 Mar. Ree. 1993-036BEY 36634 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6836 04 Mar. Ree. 2011-026B 37678 H-18 (Y20) CZ-3B Chang Zheng-3B/E (Y20) 20 Junho Xichang, LC2 258 07 Mar. Ree. 1993-036BCK 36525 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6839 07 Mar. Ree. 2012-001C 38048 Último estágio CZ-4B Chang Zheng-4B (Y26) 9 Janeiro Taiyuan, LC9 58 08 Mar. Ree. 1970-025FN 04916 (Destroço) SLV-2G Agena-D (553 / TA13) 8 Abril Vandenberg AFB, SLC-2E 15310 08 Mar. Ree. 1999-025CKV 31894 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4686 09 Mar. Ree. 1965-038A 01377 OPS 8386 Thor Burner I (282) 20 Maio Vandenberg AFB, 4300B6 17095 09 Mar. Ree. 2007-026C 31700 (Destroço) 15A18 Dnepr-1 (6708343630) 15 Junho GIK-5 Baikonur, LC109/95 1729 09 Mar. Ree. 1999-025CYQ 32347 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4687 09 Mar. Ree. 1999-025DKT 35115 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4687 12 Mar. Ree. 1993-036CU 33891 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6844 12 Mar. Ree. 1997-051PQ 35300 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 5293 12 Mar. Ree. 1993-036BBP 36464 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6844

Em Órbita

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13 Mar. Ree. 1989-039R 29310 (Destroço) 8K82K Proton-K/DM-2 (35202/39Л) 31 Maio GIK-5 Baikonur, LC200 PU-40 8322 17 Mar. Ree. 1999-025ADN 30399 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4695 19 Mar. Ree. 1993-036BM 33820 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6851 19 Mar. Ree. 2012-005B 38076 Último estágio Safir-1B (ERS2002) 3 Fevereiro Semnan 29 22 Mar. Ree. 1981-053FD 13457 (Destroço) Cosmos 1275 11K65M Kosmos-3M (65098323) 4 Junho NIIP-53 Plesetsk, LC132/2 11249 22 Mar. Ree. 1997-051GT 34502 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 5303 23 Mar. Ree. 1999-025ABQ 30353 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4701 23 Mar. Ree. 1993-036ADL 34915 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6855 23 Mar. Ree. 2012-010B 38097 ESC-A (L553) Ariane-5ES (L553/VA205) 23 Março CSG Kourou, ELA3 0 23 Mar. Ree. 2011-045A 37798 Express-AM4 8K82KM Proton-M/Briz-M (93521/99522) 17 Agosto Baikonur, LC200 PU-39 219 26 Mar. Ree. 1969-029A 03835 Meteor-1 (1) 8A92M Vostok 26 Março NIIP-53 Plesetsk, LC41/1 15706 26 Mar. Ree. 1993-036BDZ 36611 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6858 27 Mar. Ree. 2000-036E 26398 Motor auxiliar 8K82K Proton-K/DM-2 (38902/90L) 4 Julho GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 4284 28 Mar. Ree. 1960-014A 00060 Explorer-8 Juno II (AM-19D) 3 Novembro Cabo Canaveral, LC-26B 18773 30 Mar. Ree. 1993-036PB 34329 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6862 30 Mar. Ree. 1999-025DTG 36183 (Destroço) Fengyun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Taiyuan, LC1 4708 30 Mar. Ree. 2012-012C 38103 Adaptador Blok DM-2 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L) 30 Março Baikonur, LC81 PU-24 0 31 Mar. Ree. 1993-036JE 34043 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho GIK-1 Plesetsk, LC132/1 6863

Em Órbita

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Lançamentos orbitais previstos para Abril e Maio de 2012

Dia (UTC) Lançador Carga Local

Abril 03 (2312:57)* Delta-IV-M+(5,2) 'Electra' (D359) NROL-25 ‘Altair’ Vandenberg AFB, SLC-6 14 (2238:55)* Unha-3 Kwangmyongsong-3 Sohae 20 (1250:24) 11A511U Soyuz-U (135) Progress M-15M (ISS-47P) Baikonur, LC31 PU-6 23 (?) CZ-3B Chang Zheng-3B Compass-M3 Xichang, LC2 Compass-M4 23 (2218:13) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93527/99529) Yahsat-1B Baikonur, LC200 PU-39 26 PSLV-C19 (PSLV-XL) RISAT-1 Satish Dawan, SHAR, FLP 30 (1622:00) Falcon-9 Dragon COTS-2/3 Cabo Canaveral, SLC-40 ?? CZ-4C Chang Zheng-4C YG-14 Yaogan Weixing-14 Taiyuan, LC9 ?? CZ-2D Chang Zheng-2D TH-1B Tianhui-1B Jiuquan, LC43 603 Maio 05 (1908:00) Atlas-V/531 (AV-031) AEHF-2 Cabo Canaveral AFS, SLC-41 15 (0258:00) 11A511U-FG Soyuz-FG (041) Soyuz TMA-04M Baikonur, LC1 PU-5 17 8K82KM Proton-M/Briz-M (93529/99530) Nimiq-6 Baikonur, LC200 PU-39 17 Ariane-5ECA JCSAT-13 CSG Kourou, ELA3 Vinasat-2 17 H-2A/202 (F21) Shizuku (GCOM-W1) Tanegashima, Yoshinobu LP1 Kompsat-3 (Arirang-3) SDS-4 Horyu-2 17 11A511U Soyuz-U (229) 11F695M 563 (Kobal't-M) GIK-1 Plesetsk, LC16/2 23 (1628:38) 14A14-1A Soyuz-2-1A/Fregat (012/1037) MetOp-B Baikonur, LC31 PU-6 31 Zenit-3SL/DM-SL Intelsat-19 Oc. Pacífico, Odyssey ?? Dnepr-1 KOMPSat-5 Dombarovsky, LC13 * Já efectuados a quando da edição deste número do Em Órbita.

Em Órbita

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Próximos Lançamentos Tripulados

Soyuz TMA-04M

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

15 Maio – 2012

Gennadi Ivanovich Padalka (4) Sergei Nikolayevich Revin (1) Joseph Michael Acaba (2)

Oleg Viktorovich Novitsky Yevgeni Igorevich Tarelkin

Kevin Anthony Ford

Shenzhou-9

Chang Zheng-2F/G (Y9)

Jiuquan, 921

?? – Junho – 2012

Soyuz TMA-05

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

15 Julho – 2012

Yuri Ivanovich Malenchenko (5) Sunita Lyn Williams (2) Akihiko Hoshide (2)

Roman Yuriyevich Romanenko Chris Austin Hadfield

Thomas Henry Marshburn

Em Órbita

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15 de Outubro de 2012 Soyuz TMA-06M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Oleg Viktorovitch Novitsky (1); Yevgeni Igorevich Tarelkin (1); Kevin Anthony Ford (2) Pavel Vladimirovich Vinogradov; Alexander Alexandrovich Misurkin; Christopher John Cassidy 05 de Dezembro de 2012 Soyuz TMA-07M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Roman Yuriyevich Romanenko (2); Chris Austin Hadfield (3); Thomas Henry Marshburn (1) Fyodor Nikolayevich Yurchikhin; Luca Salvo Parmitano; Karen LuJean Nyberg 2 de Abril de 2013 Soyuz TMA-08M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Pavel Vladimirovich Vinogradov (3); Alexander Alexandrovich Misurkin (1); Christopher John Cassidy (2) Oleg Valeriyevich Kotov; Sergey Nikolayevich Ryazansky; Michael Scott Hopkins ?? de Maio de 2013 Soyuz TMA-09M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Fyodor Nikolayevich Yurchikhin (4); Luca Salvo Parmitano (1); Karen LuJean Nyberg (2) Mikhail Vladislavovich Tyurin; Richard Alan Mastracchio; Koichi Wakata ?? de Setembro de 2013 Soyuz TMA-10M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Oleg Valeriyevich Kotov (3); Sergey Nikolayevich Ryazansky (1); Michael Scott Hopkins (1) Alexander Vikentyevich Skvortsov; Oleg Germanovich Artemyev; Steven Ray Swanson ?? de ovembro de 2013 Soyuz TMA-11M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Mikhail Vladislavovich Tyurin (3); Richard Alan Mastracchio (4); Koichi Wakata (4) Cosmonauta Russo; Alexander Gerst; Gregory Reid Wiseman ?? de ?? de 2013 Shenzhou-10 CZ-2F Chang Zheng-2F (Y10) Jiuquan, 921 ¿????; ¿????; ¿???? ¿????; ¿????; ¿???? ?? de Março de 2014 Soyuz TMA-12M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Alexander Vikentyevich Skvortsov (2); Oleg Germanovich Artemyev (1); Steven Ray Swanson (3) Dmitri Yurievich Kondratyev; Elena Olegovna Serova (1); Astronauta dos EUA ?? de Maio de 2014 Soyuz TMA-13M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta Russo; Alexander Gerst (1); Gregory Reid Wiseman (1) ?? de Setembro de 2014 Soyuz TMA-14M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Dmitri Yurievich Kondratyev (2); Elena Olegovna Serova (1); Astronauta dos EUA Cosmonauta Russo; Astronauta EUA; Astronauta EUA ?? de ovembro de 2014 Soyuz TMA-15M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da ESA (?); Astronauta dos EUA ?? de Março de 2015 Soyuz TMA-16M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA ?? de Maio de 2015 Soyuz TMA-17M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Samantha Cristoforetti (1) (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA ?? de Setembro de 2015 Soyuz TMA-18M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA ?? de ovembro de 2015 Soyuz TMA-19M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da ESA (?); Astronauta dos EUA

Em Órbita

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?? de Março de 2016 Soyuz TMA-20M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA ?? de Maio de 2016 Soyuz TMA-21M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Cosmonauta russo; Thomas Pesquet (1) (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA

Futuras Expedições e actividades na ISS

A Expedição 30 é composta por Daniel Burbank (Comandante – EUA), Anton Shkaplerov (Engenheiro de Voo – Rússia), Anatoli Ivanishin (Engenheiro de Voo – Rússia), Oleg Kononenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Donald Pettit (Engenheiro de Voo – EUA) e André Kuipers (Engenheiro de Voo – Holanda), tendo sido estes últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-03M a 21 de Dezembro de 2011. Shkaplerov, Ivanishin e Burbank regressam à Terra a 27 de Abril de 2012.

A Expedição 31 será composta por Oleg Kononenko (Comandante – Rússia), Donald Pettit (Engenheiro de Voo – EUA), André Kuipers (Engenheiro de Voo – Holanda), Gennadi Padalka (Engenheiro de Voo – Rússia), Sergei Revin (Engenheiro de Voo – Rússia) e Joseph Acaba (Engenheiro de Voo – EUA), sendo estes três últimos lançados a 15 de Maio de 2012 a bordo da Soyuz TMA-04M. Kononenko, Kuipers e Pettit regressam à Terra a 1 de Julho de 2012.

Em Órbita

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A Expedição 32 será composta por Gennadi Padalka (Comandante – Rússia), Sergei Revin (Engenheiro de Voo – Rússia), Joseph Acaba (Engenheiro de Voo – EUA), Yuri Malenchenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Sunita Williams (Engenheiro de Voo – EUA) e Akihiko Hoshide (Engenheiro de Voo – Japão), sendo estes três últimos lançados a 15 de Julho de 2012 a bordo da Soyuz TMA-05M.

A Expedição 33 será composta por Sunita Williams (Comandante – EUA), Yuri Malenchenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Akihiko Hoshide (Engenheiro de Voo – Japão), Oleg Novitsky (Engenheiro de Voo – Rússia), Yevgeni Tarelkin (Engenheiro de Voo – Rússia) e Kevin Ford (Engenheiro de Voo – EUA), sendo estes três últimos lançados a 15 de Outubro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-06M.

A Expedição 34 será composta por Kevin Ford (Comandante – EUA), Oleg Novitsky (Engenheiro de Voo – Rússia), Yevgeni Tarelkin (Engenheiro de Voo – Rússia), Roman Romanenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Chris Hadfield (Engenheiro de Voo – Canadá) e Thomas Marshburn (Engenheiro de Voo – EUA), sendo estes três últimos lançados a 5 de Dezembro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-07M.

A Expedição 35 será composta por Chris Hadfield (Comandante – Canadá), Roman Romanenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Thomas Marshburn (Engenheiro de Voo – EUA) e por Pavel Vinogradov (Engenheiro de Voo – Rússia); Alexander Misurkin (Engenheiro de Voo – Rússia); Christopher Cassidy (Engenheiro de Voo – EUA).

Actividades futuras na ISS As próximas actividades que serão levadas a cabo na estação espacial internacional.

Abril

19 – Separação do veículo de carga Progress M-14M do módulo Pirs

20 – Lançamento do veículo de carga Progress M-15M

22 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-15M ao módulo Pirs

25 – Elevação orbital da ISS pelos motores do ATV

27 – Separação da Soyuz TMA-22 do modulo Pirs e aterragem com os cosmonautas Shkaplerov, Ivanishin e Burbank

28 – Reentrada do Progress M-14M

30 – Lançamento do veículo de carga Dragon

Maio

3 – Captura e acoplagem do veículo Dragon ao módulo Harmony utilizando o sistema robótico da ISS

4 – Elevação orbital da ISS utilizando os motores do ATV-3

15 – Lançamento da Soyuz TMA-04M com os cosmonautas Padalka, Revin e Acaba

17 – Acoplagem da Soyuz TMA-04M com o módulo Poisk

21 – Separação do veículo de carga Dragon utilizando o sistema robótico da ISS, libertação e regresso à Terra

Julho

1 – Separação da Soyuz TMA-03M do módulo Rassvet e aterragem com os cosmonautas Kononenko, Kuipers e Pettit

15 – Lançamento da Soyuz TMA-05M com os cosmonautas Malenchenko, S.Williams e Hoshide

17 – Acoplagem da Soyuz TMA-05M com o módulo Rassvet

21 – Lançamento do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3"

22 – Separação do veículo de carga Progress M-15M para a realização de um teste da nova antena Kurs

24 – Acoplagem do Progress M-15M ao módulo Pirs

27 – Captura do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" e acoplagem ao módulo Harmony utilizando o SSRMS



Em Órbita

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Agosto


21 – Actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-31) da escotilha do módulo Pirs pelos cosmonautas Padalka e Malenchenko.

26 – Separação do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" do módulo Harmony utilizando o SSRMS

?? – Actividade extraveícular (ISS EUA AEV-18) da escotilha do módulo Quest pelos astronautas S. Williams e Hoshide.

Setembro

3 – Separação do veículo de carga ATV-3 "Edoardo Amaldi" do módulo Zvezda

17 – Separação da Soyuz TMA-04M do módulo Poisk e aterragem com os cosmonautas Padalka, Revin e Acaba

Outubro

15 – Lançamento da Soyuz TMA-06M com os cosmonautas Novitskiy, Tarelkin e Ford


ovembro


3 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-17M com o módulo Zvezda

12 – Separação da Soyuz TMA-05M do módulo Rassvet e aterragem com os cosmonautas Malenchenko, S.Williams, Hoshide

Dezembro

5 – Lançamento da Soyuz TMA-07M com os cosmonautas Romanenko, Hadfield e Marshburn

7 – Acoplagem da Soyuz TMA-07M com o módulo Rassvet



27 – Acoplagem do Progress M-18M com o módulo Pirs

2013

Fevereiro



4 – Acoplagem do Progress M-18M com o módulo Pirs

27 – Separação do veículo de carga Progress M-17M do módulo Zvezda

(a determinar) – Actividade extraveícular (ISS EUA AEV-18) da escotilha do módulo Quest

(a determinar) – Actividade extraveícular (ISS EUA AEV-19) da escotilha do módulo Quest

Março

12 – Lançamento do veículo de carga ATV-4 "Albert Einstein"

19 – Separação da Soyuz TMA-06M do módulo Poisk e aterragem com os cosmonautas Novitskiy, Tarelkin e Ford

22 – Acoplagem do veículo de carga ATV-4 "Albert Einstein" com o módulo Zvezda

Abril

2 – Lançamento da Soyuz TMA-08M com os cosmonautas Vinogradov, Misurkin e Cassidy


(a determinar) – Actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-32) desde a escotilha do módulo Pirs

25 - Separação do veículo de carga Progress M-19M do módulo Pirs



Em Órbita

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Lançamentos Suborbitais A seguinte tabela tenta fazer uma listagem de todos os lançamentos suborbitais realizados. Entre os lançamentos que se pretende listar estarão os lançamentos de mísseis balísticos intercontinentais ou de outros veículos com capacidade de atingir a órbita terrestre mas que são utilizados em lançamentos suborbitais. A listagem é baseada em informação recolhida na rede informática mundial, através de pesquisa quase diária por parte do autor, e de múltipla informação recebida de várias fontes entre as quais se encontram as várias agências espaciais.

Esta lista estará sempre incompleta pois será quase impossível obter a informação de todos os lançamentos suborbitais realizados (por exemplo, muitos testes de mísseis balísticos podem ser secretos e a informação recebida poderá, quase de certeza, ser muito escassa).

Muitas vezes são realizados lançamentos suborbitais por foguetões sonda mas que não atingem altitudes orbitais. Estes lançamentos que não superam os 100 km de altitude, limite inferior do Espaço internacionalmente reconhecido, serão assinalados.

Data Hora ome Lançador Local

10 Fev. 0440 Prithvi Mod. ITR Chandipur 10 Fev. Interceptor Ilha de Wheeler 13 Fev. 0930 MASER-12 VSB-30 (V16) Esrange, Kiruna 19 Fev. 0541 NASA 36.273UE ‘MICA’ Terrier Black Brant-IX Poker Flat Research Range, Fairbanks, Alasca 22 Fev. UGM-133 Trident-II SSBN-734 USS Tenessee 25 Fev. 1046 GT206GM Minuteman-III Vandenberg AFB, FL-09 19 Mar. 1405 REXUS-12 Improved Orion Esrange, Kiruna 22 Mar. 0900 NASA 36.277UG ‘CIBER’ Black Brant-IX White Sands 27 Mar. 0858 NASA 45.004UE Terrier Oriole Wallops Island 27 Mar. 0859 NASA 46.002UE Terrier Malemute Wallops Island 27 Mar. 0900 NASA 41.097UE Terrier Orion Wallops Island 27 Mar. 0902 NASA 46.003UE Terrier Malemute Wallops Island 27 Mar. 0903 NASA 41.098UE Terrier Orion Wallops Island

19 Março – REXUS-12 Às 1405UTC do dia 19 de Março de 2012 foi lançada a missão REXUS-12 desde Esrange, Kiruna – Suécia. O foguetão-sonda Improved Orion (imagem ao lado) atingiu uma altitude de 86,5 km transportando cinco experiências a bordo que testaram novos sistemas técnicos desenvolvidos e construídos por estudantes de universidades europeias.

A missão REXUS-11 estava planeada para ter lugar a 22 de Março, mas foi adiada devido a uma anomalia ocorrida na missão REXUS-12 que impediu a abertura correcta do pára-quedas do sistema de recolha.

22 Março – CIBER A missão CIBER (Cosmic Infrared Background ExpeRiment), NASA 36.277UG, foi lançada com sucesso às 0900UTC do dia 22 de Março desde o White Sands Missile Range, Novo México.

Lançada por um foguetão-sonda Black Brant-IX de dois estágios, a missão teve como objectivo transportar um laboratório astrofísico óptico do Instituto de Tecnologia da Califórnia.

27 Março – ATREX A missão Anomalous Transport Rocket Experiment (ATREX) teve como objectivo o estudo a forma como nuvens artificiais criadas pelos foguetões-sonda se moviam na alta atmosfera devido à influência de ventos a grande altitude. A missão consistiu no lançamento de cinco foguetões-sonda desde Wallops Island.

O primeiro veículo, um foguetão Terrier Oriole (NASA 45.004UE), foi

Em Órbita

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lançado às 0858UTC do dia 27 de Março, com o segundo a ser lançado às 0859UTC (Terrier Malemute - NASA 46.002UE), o terceiro a ser lançado às 0900UTC (Terrier Orion - NASA 41.097UE), o quarto a ser lançado às 0902UTC (Terrier Malemute - NASA 46.003UE) e o quinto e último a ser lançado às 0903UTC (Terrier Orion - NASA 41.098UE).

Em Órbita

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Cronologia Astronáutica (LXXVI)

Por Manuel Montes -1950: O Guided Missile Center do Exército dos Estados Unidos recomenda um maior desenvolvimento do míssil terra-terra Hermes C1, assim como do motor XLR43-NA-1 que está a ser desenhando pela empresa )orth American, para satisfazer assim as necessidades do Exército em relação a um sistema de mísseis tácticos. Este requerimento dará origem ao futuro míssil Redstone.

-1950: É publicado um fragmento do primeiro livro de Wernher von Braun, iniciado durante a sua estadia em Fort Bliss. Trata-se de "Das Marsprojekt", uma obra na qual se misturam realidade e ficção sobre uma viagem a Marte.

-1950: O pioneiro da astronáutica de origem chinesa Tsien Hsue-shen convierte-se no Robert Goddard Professor of Jet Propulsion no Cal Tech norte-americano. Durante uma apresentação perante a American Rocket Society, propõe o conceito de um veículo alado intercontinental, capaz de voar a 400 km de altitude. Os seus passageiros experimentariam a falta de gravidade. Será uma das múltiplas sementes que farão florescer, mais adiante, projectos sérios como o Dyna Soar.

-Fevereiro de 1950: O grupo de alemães de Grottrup finaliza finalmente o desenho do míssil G-4, ante a negativa soviética de continuar o seu desenvolvimento. O seu destino semelhante ao de outros projectos, como o G-1M (R-13), um míssil G-1 com motores melhorados e 1.100 km de alcance, ou o G-5 (R-15), um veículo alado em contraposição ao balístico G-4. Sabe-se também que o citado grupo trabalhou até 1950 num míssil chamado G-5 e com um alcance de 8 a 10.000 km.

-9 de Fevereiro de 1950: Despega desde White Sands o foguetão experimental Viking RTV-N-12 número 3. Após o lançamento, o veículo desvia-se ligeiramente e é necessário ordenar o fim da queima do seu motor aos 60 segundos. Alcança 80 km de altitude. As câmaras e os detectores de raios-x executam correctamente o seu trabalho. A parte dianteira do veículo é separada sem dificuldades.

-17 de Fevereiro de 1950: É lançado desde White Sands a V-2 número 53. Alcança 149 km de altitude. Realizará com êxito os seus estudos dos raios cósmicos e solares. Também mede a temperatura e pressão atmosféricas. O cone separa-se sem problemas.

-Março de 1950: Um relatório recomenda consolidar e estabelecer requisitos compartidos (Força Aérea, Marinha e Exército) na área de mísseis. Sugere-se fazer uma lista prioritária de mísseis a desenvolver e também atribuir todos os mísseis estratégicos de longo alcance à Força Aérea dos Estados Unidos, circunstância que se aprova de imediato. Mas a limitação de orçamentos dificulta a selecção dos veículos a desenvolver. De facto, são cancelados os mísseis Matador e Firebird, e deve-se optar por continuar com os programas aeronáuticos actuais ou convertê-los em futuros mísseis de longo alcance. Nesta altura a Força Aérea possuí só em desenvolvimento os mísseis Navaho, Rascal e Falcon, para lá de outras iniciativas tecnológicas.

-2 de Março de 1950: Realiza-se a primeira ignição completa do motor XLR43-NA-1, destinado a ser utilizado no míssil Navaho e que será a base para muitos outros motores mais potentes no futuro. Este sistema de propulsão será o primeiro grande motor americano de propolentes líquidos. Esta versão irá gerar cerca de 30 toneladas de impulso.

-15 de Marco de 1950: Tikhonravov apresenta na Academia das Ciências da Artilharia o relatório do seu grupo de trabalho em relação a um satélite artificial. O texto tem como título “Sobre a Possibilidade de Alcançar a Primeira Velocidade Cósmica e de Criar um Satélite Artificial com a Ajuda de um Míssil Multietapas Utilizando o Actual Nível de Tecnologia”. O engenheiro também menciona a possibilidade de que sejam homens a viajarem até à órbita terrestre. De novo, a reacção do público é muito negativa, exceptuando Korolev, o qual basta para que os membros do grupo de Tikhonravov continuem aprofundando a questão, resultando numa série de importantes trabalhos teóricos.

ota sobre o autor: Nascido em 1965, Manuel Montes Palacio, é um escritor freelancer e divulgador científico desde 1989, especializando-se em temas relacionados com a Astronáutica e Astronomia. Pertence a diversas associações espanholas e internacionais, tais como a Sociedad Astronómica de España y América e a British Interplanetary Society, tendo colaborado com centenas de artigos para um grande número de publicações, entre elas a britânica Spaceflight e as espanholas Muy Interessante, Quo, On-Off, Tecnología Militar, Universo e Historia y Vida. Actualmente elabora semanalmente o boletim gratuito “)oticias del

Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “)oticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “)C&T Plus”, participando também na realização dos conteúdos do canal científico da página “Terra”.

Em Órbita

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Explicação dos Termos Técnicos Impulso específico (Ies) – Parâmetro que mede as potencialidades do combustível (propulsor) de um motor. Expressa-se em segundos e equivale ao tempo durante o qual 1kg desse combustível consegue gerar um impulso de 10N (Newton). É medido dividindo a velocidade de ejecção dos gases de escape pela aceleração da gravidade. Quando maior é o impulso específico maior será o rendimento do propulsante e, consequentemente, do motor. O impulso específico (em vácuo) define a força em kgf gerada pelo motor por kg de combustível consumido por tempo (em segundos) de funcionamento:

(kgf/(kg/s)) = s Quanto maior é o valor do impulso específico, mais eficiente é o motor.

Tempo de queima (Tq) – Tempo total durante o qual o motor funciona. No caso de motores a combustível sólido representa o valor do tempo que decorre desde a ignição até ao consumo total do combustível (de salientar que os propulsores a combustível sólido não podem ser desactivados após a entrada em ignição). No caso dos motores a combustível líquido é o tempo médio de operação para uma única ignição. Este valor é usualmente superior ao tempo de propulsão quando o motor é utilizado num determinado estágio. É necessário ter em conta que o tempo de queima de um motor que pode ser reactivado múltiplas vezes, é bastante superior ao tempo de queima numa dada utilização (voo).

Impulso específico ao nível do mar (Ies-nm) – Impulso específico medido ao nível do mar.

Órbita de transferência – É uma órbita temporária para um determinado satélite entre a sua órbita inicial e a sua órbita final. Após o lançamento e a sua colocação numa órbita de transferência, o satélite é gradualmente manobrado e colocado a sua órbita final.

Órbita de deriva – É o último passo antes da órbita geostacionária, uma órbita circular cuja altitude é de aproximadamente 36000 km.

Fracção de deriva – É a velocidade de um satélite movendo-se numa direcção longitudinal quando observado a partir da Terra.

Órbita terrestre baixa – São órbitas em torno da Terra com altitude que variam entre os 160 km e os 2000 km acima da superfície terrestre.

Órbita terrestre média – São órbitas em torno da Terra com altitudes que variam entre os 2000 km e os 35786 km (órbita geostacionária). São também designadas órbitas circulares intermédias.

Órbita geostacionária – São órbitas acima do equador terrestre e com excentricidade 0 (zero). Visto do solo, um objecto colocado numa destas órbitas parece estacionário no céu. A posição do satélite irá unicamente ser diferenciada pela sai longitude, pois a latitude é sempre 0º (zero graus).

Órbita polar – São órbitas nas quais os satélites passam sobre o perto dos pólos de um corpo celeste. As suas inclinações orbitais são de (ou aproximadas a) 90º em relação ao equador terrestre.

Delta-v – Em astrodinânica o delta-v é um escalar com unidades de velocidade que mede a quantidade de «esforço» necessário para levar a cabo uma manobra orbital. É definido como

Onde T é a força instantânea e m é a massa instantânea. Na ausência de forças exteriores, e quando a força é aplicada numa direcção constante, a expressão em cima simplifica para

, que é simplesmente a magnitude da mudança de velocidade.

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Parâmetros orbitais Apogeu: ponto de altitude máxima da órbita.

Perigeu: ponto de altitude mínima da órbita.

odos ascendente e descendente da órbita: são os pontos de intersecção da órbita com o plano equatorial. Nodo ascendente é aquele que o satélite atravessa no Equador quando se dirige do Sul para o Norte. Nodo descendente é aquele que o satélite atravessa no Equador quando se dirige do Norte para o Sul. A “linha dos nodos” é aquela que liga os nodos ascendente e descendente, passando pelo centro da Terra.

Inclinação (I): ângulo entre o plano orbital do satélite e o plano equatorial da Terra. Inclinações próximas a 0º correspondem às chamadas órbitas equatoriais. Inclinações próximas a 90º correspondem às chamadas órbitas polares pois cobrem os dois pólos. Órbitas com inclinação entre 0º e 90º rodam no mesmo sentido que a Terra (Oeste - Este) e por isso são denominadas de "progressivas". Órbitas com inclinação maior que 90º rodam no sentido contrário à Terra (Este - Oeste) e por isso são chamadas de "retrógradas". Inclinações maiores que 50º e menores que 130º correspondem a órbitas "polares" pois atingem latitudes altas. Inclinações menores que 40º correspondem a órbitas próximas ao Equador.

Ascensão recta do nodo ascendente (Right Ascension of Ascending ode - RAA -Ω ): ângulo entre o primeiro ponto de Aires e o nodo ascendente. Segundo valor que alinha a elipse orbital no espaço, considerando que a inclinação é o primeiro.

Argumento do perigeu (Argument of perigee -ϖ ): é o ângulo medido no plano orbital, na direcção do movimento, do nodo ascendente ao perigeu. É o ângulo entre o eixo maior da elipse (linha entre o perigeu e o apogeu) e a linha dos nodos, medido no plano da órbita. Varia entre 0° e 360°, sendo igual a 0º quando o perigeu está no nodo ascendente, e 180º quando o satélite está mais longe da Terra (apogeu) cruzando o Equador em movimento ascendente. Determina a posição da elipse orbital no plano orbital, visto que a inclinação I e a ascensão recta Ω determinam a posição do plano orbital no espaço.

Excentricidade: determina a forma da elipse orbital. Círculo: Excentricidade = 0; Elipse longa e estreita: Excentricidade = 1.

Movimentação média (Mean motion - n): velocidade angular média do satélite (em revoluções por dia) em uma órbita elíptica: n = 2.π /T onde T é o período orbital. Parâmetro relacionado com o tamanho da órbita (distância do satélite à Terra).

Anomalia média (Mean anomaly - M): especificação da posição do satélite na órbita numa dada época. Ângulo medido a partir do perigeu na direcção do movimento do satélite, que um satélite teria se se movesse em velocidade angular constante.

Anomalia verdadeira: ângulo no plano orbital do satélite entre o perigeu e a posição do satélite medido na direcção do movimento do satélite.

Elementos keplerianos: descrevem a forma e orientação de uma órbita elíptica em torno da Terra, bem como a posição de um satélite naquela órbita em uma dada época (data e hora de referência): argumento do perigeu, ascensão recta do nodo ascendente, anomalia média, semi-eixo maior, inclinação e excentricidade.

Perturbações: existem os seguintes tipos de perturbações: Geopotencial - devido ao achatamento terrestre, ou seja, ao desvio principal da Terra em relação à forma esférica; altera a orientação do plano orbital no espaço sem alterar a inclinação; altera a orientação da elipse no plano orbital; Atracão lunissolar - devido às acções atractivas do Sol e da Lua; afecta todos os elementos orbitais, diminuindo a altura do perigeu e, consequentemente, afectando o tempo de vida do satélite; Arrasto (atrito) atmosférico - devido ao atrito com a atmosfera; diminuição do semi-eixo maior, da excentricidade e do período de revolução.

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Combustíveis e Oxidantes 2O4 – Tetróxido de itrogénio (Peróxido de Azoto); De uma forma simples pode-se dizer que o oxidante N2O4 consiste no tetróxido em equilíbrio com uma pequena quantidade de dióxido de nitrogénio. No seu estado puro o N2O4 contém menos de 0,1% de água. O N2O4 tem uma coloração vermelho acastanhada tanto nas suas fases líquida como gasosa, sendo incolor na fase sólida. Este oxidante é muito reactivo e tóxico, tendo um cheiro ácido muito desagradável. Não é inflamável com o ar, no entanto inflamará materiais combustíveis. Surpreendentemente não é sensível ao choque mecânico, calor ou qualquer tipo de detonação. O N2O4 é fabricado através da oxidação catalítica da amónia, onde o vapor é utilizado como diluente para reduzir a temperatura de combustão. Grande parte da água condensada é expelida e os gases ainda mais arrefecidos, sendo o óxido nítrico oxidado em dióxido de nitrogénio. A água restante é removida em forma de ácido nítrico. O gás resultante é essencialmente tetróxido de nitrogénio puro. Tem uma densidade de 1,45 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -11,0ºC e o seu ponto de ebulição a 21,0ºC.

UDMH ( (CH3)2H2 ) – Unsymmetrical Dimethylhydrazine (Hidrazina Dimetil Assimétrica); O UDMH é um líquido altamente tóxico e volátil que absorve oxigénio e dióxido de carbono. O seu odor é ligeiramente amoniacal. É completamente miscível com a água, com combustíveis provenientes do petróleo e com o etanol. É extremamente sensível aos choques e os seus vapores são altamente inflamáveis ao contacto com o ar em concentrações de 2,5% a 95,0%. Tem uma densidade de 0,79g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a -57,0ºC e o seu ponto de ebulição a 63,0ºC.

LOX – Oxigénio Líquido; O LOX é um líquido altamente puro (99,5%) e tem uma cor ligeiramente azulada, é transparente e não tem cheiro característico. Não é combustível, mas dar vigor a qualquer combustão. Apesar de ser estável, isto é resistente ao choque, a mistura do LOX com outros combustíveis torna-os altamente instáveis e sensíveis aos choques. O oxigénio gasoso pode formar misturas com os vapores provenientes dos combustíveis, misturas essas que podem explodir em contacto com a electricidade estática, chamas, descargas eléctricas ou outras fontes de ignição. O LOX é obtido a partir do ar como produto de destilação. Tem uma densidade de 1,14 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -219,0ºC e o seu ponto de ebulição a -183,0ºC.

LH2 – Hidrogénio Líquido; O LH2 é um líquido em equilíbrio cuja composição é de 99,79% de para-hidrogénio e 0,21 orto-hidrogénio. O LH2 é transparente e som odor característico, sendo incolor na fase gasosa. Não sendo tóxico, é um líquido altamente inflamável. O LH2 é um bi-produto da refinação do petróleo e oxidação parcial do fuelóleo daí resultante. O hidrogénio gasoso é purificado em 99,999% e posteriormente liquidificado na presença de óxidos metálicos paramagnéticos. Os óxidos metálicos catalisam a transformação orto-para do hidrogénio (o hidrogénio recém catalisado consiste numa mistura orto-para de 3:1 e não pode ser armazenada devido ao calor exotérmico da conversão). Tem uma densidade de 0,07 g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a -259,0ºC e o seu ponto de ebulição a -253,0ºC.

H4ClO4 – Perclorato de Amónia; O NH4ClO4 é um sal sólido branco do ácido perclorato e tal como outros percloratos, é um potente oxidante. A sua produção é feita a partir da reacção entre a amónia e ácido perclorato ou por composição entre o sal de amónia e o perclorato de sódio. Cristaliza em romboedros incolores com uma densidade relativa de 1,95. É o menos solúvel de todos os sais de amónia. Decompõe-se antes da fusão. Quando ingerido pode causar irritação gastrointestinal e a sua inalação causa irritação do tracto respiratório ou edemas pulmonares. Quando em contacto com a pele ou com os olhos pode causar irritação.

Constantes Algumas constantes de interesse:

• 7726 m/s (8000), Velocidade orbital terrestre a uma altitude de 300 km

• 3075 m/s (3000), Velocidade orbital na órbita geossíncrona (35786 km)

• 6371 km (6400), Raio médio da Terra

• 6378 km (6400), Raio equatorial da Terra

• 1738 km (1700), Raio médio da Lua

• 5.974e24 kg (6e24), Massa da Terra

• 7.348e22 kg (7e22), Massa da Lua

• 1.989e30 kg (2e30), Massa do Sol

• 3.986e14 m3/s^2 (4e14), Constante gravitacional vezes a massa da Terra

• 4.903e12 m3/s^2 (5e12), Constante gravitacional vezes a massa da Lua

• 1.327e20 m3/s^2 (13e19), Constante gravitacional vezes a massa do Sol

• 384401 km (4e5), Distância media entre a Terra e a Lua

• 1.496e11 m (15e10), Distância media entre a Terra e o Sol (Unidade astronómica)

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Em Órbita 123 - Abril de 2012

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