Em Órbita n.º 71 Maio de 2007

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Em Órbita

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

Neste número colaboraram José Roberto Costa, Antonin Vitek e Manuel Montes.

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

Rui C. Barbosa (Membro da British Interplanetary Society) BRAGA

PORTUGAL

00 351 93 845 03 05 [email protected]

Em Órbita n.º 71 (Vol. 6) – Maio de 2007

Índice Ignição! 264 Voo espacial tripulado Soyuz TMA-10 (ISS-14S) 265 Satélites soviéticos de reconhecimento naval 300 Emblemas espaciais – Gemini GT-IXA 304 Lançamentos orbitais - Maio de 2007 305 A missão V176 da Arianespace 306

Serviço de carga para a ISS, o Progress M-60 313 NigComSat-1, um satélite para África 324 Detecção remota desde órbita, o Yaogan-II 328 Globalstar, telecomunicações móveis em órbita 330 O lançamento do Xinnuo-3 335 Quadro de lançamentos recentes 339 Outros objectos catalogados 341 Regressos / Reentradas 342 Lançamentos previstos para Junho/Julho 342 Próximos lançamentos tripulados 343 Futuras Expedições na ISS 348 Cronologia da Astronáutica (XXXV) 349 Estatísticas Voo Espacial Tripulado 351 Explicação dos termos técnicos 356 No próximo Em Órbita - Lançamentos orbitais em Junho de 2007

Na Capa: Oleg Kotov e Fyodor Yurchikhin são os membros russos da Expedição 15 a bordo da ISS lançados na Soyuz TMA-10. Imagem: RKK Energiya.

Editorial

E eis mais uma edição do Boletim Em Órbita. O principal artigo desta edição do Em Órbita está relacionado com a missão espacial Soyuz TMA-10 que transportou uma nova Expedição para a ISS e um novo turista espacial.

Vamos também saber um pouco mais sobre os satélites de reconhecimento naval soviéticos num artigo baseado no trabalho de Mark Wade e saber um pouco mais sobre o emblema da missão espacial Gemini GT-IXA.

Para além dos artigos sobre os lançamentos orbitais levados a cabo em Maio de 2007, temos as habituais secções do boletim Em Órbita relativas á catalogação dos objectos em órbita terrestre, ás reentradas atmosféricas registadas e á antevisão dos próximos lançamentos tripulados e não tripulados.

Rui C. Barbosa Braga, 10 de Julho de 2007

Em Órbita – Vol.6 - N.º 71 / Maio de 2007 262

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Conheça o Horror e a Perversão das Touradas em www.Animal.org.pt.

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Para mais informações, por favor contacte a ANIMAL através do e-mail [email protected] ou visite o site www.animal.org.pt.

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Ignição!

O Director da CIA, Michael McConnell, anunciou o cancelamento de um programa de satélites espiões orçamentado em milhões de dólares e que um dia deveria passar sobre a superfície terrestre sem ser detectado. Esta decisão surge após anos de tentativas por parte do Congresso dos Estados Unidos para cancelar o programa publicamente conhecido como ‘Misty’. Pouco se sabe sobre a rede de satélites espiões norte-americanos que por si só representam os programas mais dispendiosos do governo americano. Devido aos seus orçamentos elevados, missões sensíveis e longos períodos de desenvolvimento, as agências de espionagem fazem um grande esforço para manter secretos os detalhes dos programas. Não foi divulgada qualquer razão para ocancelamento do Misty.

A Arianespace anunciou a realização de um contrato para o lançamento do satélite pan-afrincano Rascom-1. O lançamento terá lugar em finais de 2007. O Rascom-1 foi construído pela Thales Alenia Space como parte de um acordo com a Regional African Satellite Communication Organization (Rascom-QAF). Durante a sua vida útil d 15 anos o Rascom-1 irá proporcionar serviços de telecomunicações nas áreas rurais de África, bem como ligações domésticas e internacionais, transmissão de sinal de TV e acesso Internet. O satélite tem uma massa de 3200 kg e transporta 12 repetidores em banda-Ku e 8 repetidores em banda-C.

Foi anunciado o lançamento do primeiro satélite militar indiano, o Cartosat-2A. O lançamento desta versão militar do Cartosat-2 será levada a cabo por um foguetão PSLV e terá lugar em Agosto de 2007. O satélite será lançado juntamente com o satélite israelita Polaris e com outros oito micro-satélites canadianos.

A Rússia anunciou que pretende operar um módulo industrial em proximidade com a estação espacial internacional ISS. O módulo, denominado OKA-T, deverá ser colocado em órbita em 2012 e terá como função a produção de materiais ultra puros. O módulo deverá acoplar com a ISS para manutenção e entrega das amostras experimentais.

Rumores recentes apontam para o lançamento inaugural do foguetão chinês CZ-3C Chang Zheng-3C para finais de 2007. A carga a transportar nesta primeira missão permanece um mistério. O lançamento deverá ter lugar a partir do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang, na província de Sichuan.

Dois históricos complexos de lançamento utilizado para os foguetões Atlas, foram demolidos na manha do dia 16 de Junho de 2007 no Cabo Canaveral. O Complexo 36 foi construído no início dos anos 60 para os foguetões Atlas-Centaur que lançaram muitas das sondas iniciais para a exploração de Mercúrio, Vénus, Marte, Júpiter e Saturno, para além de sondas lunares que prepararam os caminhos para as missões tripuladas. Dezenas de satélites que expandiram as comunicações em torno do globo e aumentaram a segurança norte-americana foram também lançados desde as Plataformas A (69 lançamentos) e B (76 lançamentos) do Complexo 36. A empresa Space Exploration Technologies chegou a considerar a utilização do complexo para o lançamento dos foguetões Falcon-1 e Falcon-9, mas no entanto irá operar a partir do Complexo 40 (imagens: Ben Cooper/Spaceflight Now).

A NASA autorizou um contrato com um valor máximo de 16,7 milhões de dólares com a Alcoa North American Rolled Products, Bettendorf – Iowa, para o fornecimento de placas de alumínio-lítio para o desenvolvimento dos estágios superiores do foguetão Ares-I. O contrato estará em vigor até 5 de Agosto de 2008. O Ares-I será um lançador a dois estágios que irá transportar para uma órbita terrestre baixa o veículo Orion contendo até seis astronautas. O primeiro estágio deste novo lançador irá consistir de um único propulsor sólido reutilizável semelhante aos que são actualmente utilizados para propulsionar os vaivéns espaciais na fase inicial do lançamento ao qual será adicionado um quinto segmento. O segundo estágio será composto por um único motor J-2X que irá consumir hidrogénio e oxigénio líquidos.


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Voo Espacial tripulado Soyuz TMA-10


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Nascida de um acordo entre as duas super potências espaciais e fundindo dois projectos que muito provavelmente nunca chegariam á órbita terrestre se não fosse adoptada esta solução, a ISS (International Space Station) terá ainda de provar a sua utilidade como projecto internacional. Muito provavelmente tal não acontecerá enquanto que a sua tripulação for constituída por somente três elementos. O ano de 2007 será um ano muito importante para este projecto com a adição de vários elementos que tornarão brevemente possível o aumento do número de tripulantes abordo. Actualmente a ISS é mantida com uma tripulação de três elementos e uma nova tripulação foi lançada para a estação espacial a 7 de Abril de 2007.

A missão da Soyuz TMA-10 surge assim como mais um voo no calendário de ocupação permanente da ISS e a Rússia aproveita mais uma vez para encaixar fundos para o seu programa espacial ao vender o terceiro lugar a bordo da cápsula tripulada ao milionário americano Charles Simonyi.

Os principais objectivos a levar a cabo durante a missão da Soyuz TMA-10 são os seguintes:

• Lançamento da tripulação da Expedição ISS-15 e do participante no voo espacial Charles Simonyi que opera de acordo com um programa da tripulação visitante n.º 12 transportada pelo veículo Soyuz TMA-10 no voo 14S;

• Acoplagem do veículo Soyuz TMA-10 com o módulo Zarya;

• Suporte operacional para carga e separação do veículo tripulado Soyuz TMA-9;

• Suporte operacional para a acoplagem da missão ISS-13A do vaivém espacial;

• Suporte operacional para a acoplagem do veículo Progress M-60;

• Suporte operacional para a acoplagem da missão ISS-13A.1. Rotação de um dos membros da Expedição 15;

• Suporte operacional para a carga e separação do veículo Progress M-59;

• Suporte operacional para a acoplagem do veículo Progress M-61;


• Suporte operacional para a acoplagem da missão ISS-10A. Rotação de um dos membros da Expedição 15;


• Suporte da funcionalidade da ISS

• Realização de três actividades extraveículares (AEV), sendo uma a partir do módulo americano Unity;

• Realização do programa de pesquisa e aplicação científica e experiências Crystallizator, Relaksatia, Uragan, Ekon, Plasma-MKS, Plasma-Progress, Tem’-Mayak, Cardio-ODNT, Profilaktika, Pilot, Dykhamie, Pnevmocard, BIMS, Biorisk, Rastenia, Plasmida, Statokonia, Regeneratsia, Prognos, Matryoshka-R, Diatomeya, Glikoproteid, Mimetik-K, KAF, Vaktsina-K, Biotrek, Konjugatsia, Biodegradatsia, Bioekologia, Bioemulsia, Interleiikin-K, Antigen, Infrazvuk-M, Vektor-T, Izgib, Plasma Crystal, Indentifikatsia, Sreda, Infotekh e BTN-Neutron, além das experiências comerciais que são realizadas por contrato (GTS-2, GCF-JAXA, ALTCRISS, CARDIOCOG, NOA, IMMUNO e SAMPLEX);

• Implementação do programa experimental no âmbito do voo de Charles Simonyi, bem como realização de experiências relacionadas com as ciências da vida da Agência Espacial Europeia (SAMPLE e MUSCULE);

• Transferência da ISS para a Expedição 15 e regresso à Terra dos dois elementos da Expedição 14 a bordo do veículo Soyuz TMA-9, juntamente com Charles Simonyi.

A permanência da Expedição 15 na ISS inicia-se 7 de Abril de 2007 e deverá terminar a 13 de Outubro de 2007 após um total de 189 dias em órbita. No entanto este total pode ser alterado se se proceder a qualquer alteração na calendarização dos futuros voos espaciais tripulados.


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A Expedição 15 Expedição 15 apresentará três configurações distintas. A primeira terá lugar entre Abril e Junho de 2007, a segunda entre Junho e Setembro de 2007 e a terceira entre Setembro e Outubro de 2007. A tripulação base será constituída pelos cosmonautas Fyodor Nikolayevich Yurchikhin e Oleg Valeriyevich Kotov que se juntaram a Sunita Lyn Williams. Esta por sua vez permanecerá na

estação até o mês de Junho sendo então substituída por Clayton Anderson que viajará a bordo do vaivém espacial OV-104 Atlantis na missão STS-117 (trazendo Sunita Williams de regresso à Tera). Anderson permanecerá na ISS até Setembro de 2007 sendo substituído por Daniel Michio Tani que viajará a bordo do vaivém espacial OV-105 Endeavour na missão STS-118 (trazendo Clayton C. Anderson de regresso à Terra).

A tripulação suplente da Expedição 15 é composta por Roman Yurievich Romanenko (Comandante), Mikhail Borisovich Korniyenko (Engenheiro de Voo), Gregory E. Chamitoff (Suplente de Clayton C. Anderson) e Sandra Hall Magnus (Suplente de Daniel Michio Tani). Comandante: Fyodor Nikolayevich Yurchikhin Engenheiro de Voo n.º 1: Oleg Valeriyevich Kotov Engenheiro de Voo n.º 2: Sunita Lyn Williams

Comandante: Fyodor Nikolayevich Yurchikhin Engenheiro de Voo n.º 1: Oleg Valeriyevich Kotov Engenheiro de Voo n.º 2: Clayton C. Williams A participação de Clayton C. Williams (na imagem à direita) na Expedição 15 está dependente do lançamento da missão STS-118.

Comandante: Fyodor Nikolayevich Yurchikhin Engenheiro de Voo n.º 1: Oleg Valeriyevich Kotov Engenheiro de Voo n.º 2: Daniel Michio Tani A participação de Daniel Michio Tani (na imagem à esquerda) na Expedição 15 está dependente do lançamento da missão STS-118.

Em finais de 2005 Fyodor Yurchikhin e Oleg Kotov eram referidos1 como Engenheiros de Voo da Expedição 15 que então seria comandada pela astronauta norte-americana Peggy Whitson. No entanto esta tripulação seria alterada e em Maio de 2006 a agência espacial russa Roskosmos, a Corporação Serguey Korolev RKK Energiya e o Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, anunciavam que a 15ª expedição seria composta por Fyodor Yurchikhin, Oleg Kotov e Clayton C. Anderson. Oficialmente a tripulação da Expedição 15 era anunciada pela NASA a 18 de Outubro de 2006, referindo-se que Fyodor N. Yurchikhin e Oleg V. Kotov iriam passar seis meses a bordo da estação espacial.

1 Agradecimento a Andrey por esta informação!


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A tripulação da Soyuz TMA-10 A tripulação principal da Soyuz TMA-10 foi composta pelos cosmonautas russos Oleg Valerevich Kotov (Comandante da Soyuz TMA-10 e Engenheiro de Voo n.º 1 da Expedição 15) e Fyodor Nikolayevich Yurchikhin (Engenheiro de Voo da Soyuz TMA-10 e Comandante da Expedição 15), além do participante no voo espacial Charles Simonyi. Por seu lado, a tripulação suplente era composta pelos cosmonautas Roman Yurievich Romanenko e Mikhail Borisovich Korniyenko.

A tripulação principal da Soyuz TMA-10. Da esquerda para a direita: Charles Simonyi, Oleg Valerevich Kotov (Comandante da Soyuz TMA-10 e Engenheiro de Voo n.º 1 da Expedição 15) e Fyodor Nikolayevich Yurchikhin (Engenheiro de Voo da Soyuz TMA-10 e Comandante da Expedição 15). Imagem: RKK Energiya.

Oleg Valerevich Kotov – Nascido a 27 de Outubro de 1965 em Simferopol, República Socialista Soviética da Ucrânia, Oleg Kotov formou-se na Academia Médica Militar de Kirov a 8 de Julho de 1988 com um diploma de Médico Militar especializado em Ciências Profiláticas e de Tratamento. A partir desta data Kotov foi médico assistente do 3º Directório do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, levando a cabo processos de treino para as tolerâncias individuais de cada cosmonauta. Treinou várias tripulações para a estação espacial Mir.

Entre Novembro de 1988 e Dezembro de 1990 frequentou o Hospital Militar GMRAH onde estudou os procedimentos para o exame de pessoal de voo nas câmaras de altitude e foi admitido para trabalho na câmara de altitude NAK-80 para proporcionar treino a cosmonautas. Em 1992 graduou-se pelo Instituto de Moscovo de Propriedade Industrial e Inovação com a especialização de Patentes.

A partir de 17 de Março de 1993 ingressou no departamento do Corpo de Cosmonautas sendo o principal pesquisador sénior no Centro de Treino de Cosmonautas (NII 1). Trabalhou como instrutor de treino biomédico para as tripulações da estação espacial Mir e como médico da tripulação EO-20. A 9 de Fevereiro de 1996 é recomendado para ingressar no Corpo de Cosmonautas por decisão do Comité Interdepartamental Estadual. É candidato a cosmonauta desde 7 de Junho desse ano. Entre esta data e 18 de Março de 1998 frequenta o curso geral de cosmonauta e a 20 de Março é qualificado como cosmonauta por decisão do Comité Interdepartamental de Qualificação.


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Entre 1996 e 1998 frequentou e formou-se na Universidade de Pilotos Militares de Kachinsk como estudante externo, formando-se como Piloto Engenheiro.

Entre Maio e Julho de 1998 Oleg Kotov treina como cosmonauta suplente da missão EO-26 para a estação espacial Mir juntamente com os cosmonautas Sergei Viktorovich Zaletin e Alexander Yurievich Kaleri. A 13 de Agosto de 1998 foi suplente do cosmonauta Yuri Mikhailovich Baturin na missão Soyuz TM-28. Desde Outubro deste ano é qualificado para missões abordo da estação espacial internacional e a 1 de Dezembro é qualificado como Cosmonauta Teste pelo Comité Interdepartamental de Qualificação.

Entre Março e Outubro de 1999 foi coordenador Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin nas instalações da NASA

Entre Outubro de 2002 e Março de 2003 leva a cabo sessões de treino como Comandante suplente da quinta tripulação de visita à ISS juntamente com o cosmonauta Pavel Vladimirovitch Vinogradov. Entre Fevereiro de 2004 e Outubro de 2005 leva a cabo sessões de treino como Comandante suplente e Engenheiro de Voo suplente da tripulação da Expedição 13 á ISS. Desde Janeiro de 2006 levou a cabo treino como membro da Expedição 15.

A missão Soyuz TMA-10 / Expedição 15 é a primeira missão espacial de Oleg Valerevich Kotov que se torna no 460º ser humano a viajar no espaço, no 452º ser humano a viajar na órbita terrestre (juntamente com Charles Simonyi) e no sendo o 100º cosmonauta russo.

Fyodor Nikolaevich Yurchikhin – Nascido a 3 de Janeiro de 1959 em Batumi, República Autónoma de Adzhar - República Socialista Soviética da Geórgia, Fyodor Yurchikhin formou-se no Instituto S. Ordzhonikidze de Aviação de Moscovo em 1983 com um diploma de Engenheiro Mecânico especializado em Veículos Aeroespaciais. Em Abril de 2001 terminou a pós-graduação na Universidade Estadual de Serviços de Moscovo, defendendo uma tese de Economia.

Entre 1993 e 1997 trabalhou como engenheiro, engenheiro sénior e engenheiro chefe na Corporação Sergey Korolev RKK Energyia. Trabalhou na Equipa Principal de Controlo de Operações do Centro de Controlo de Missão em Moscovo e posteriormente como engenheiro de turno no grupo de planeamento da Equipa Principal de Controlo de Operações. Entre Novembro de 1990 e Junho de 1991 foi director de operações da equipa de controlo do navio Cosmonauta Yuri Gagarin.

Entre 1995 e 1997 Yurchikhin foi assistente director de voo no Programa Shuttle-Mir. A 28 de Julho de 1997 é seleccionado como candidato a cosmonauta por recomendação do Comité Interdepartamental de Qualificação e a 14 de Outubro ingressa no Corpo de Cosmonautas da Corporação Sergey Korolev RKK Energyia. Em 1998 e 1999 frequenta o curso geral de cosmonauta e a 1 de Dezembro de 1999 é qualificado como Cosmonauta de Teste.

Em 2000 e 2001 frequenta o treino para o grupo de cosmonautas habilitados a participar em missões a bordo da estação espacial internacional. Entre Setembro de 2001 e Outubro de 2002 frequenta sessões de treino no Centro Espacial Johnson da NASA


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como membro da missão ISS-9A. O primeiro voo espacial de Fyodor Yurchikhin inicia-se a 7 de Outubro de 2002 a bordo do vaivém espacial OV-104 Atlantis2. A missão do Atlantis tem uma duração de 10 dias 19 horas 57 minutos e 49 segundos e o seu principal objectivo foi a entrega na ISS da secção S1 da estrutura de fixação dos painéis solares da estação espacial, além da entrega de equipamento científico e outras cargas. O voo do Atlantis terminou a 18 de Outubro de 2002 com uma aterragem no Centro Espacial Kennedy.

Entre Janeiro de 2005 e Outubro de 2005 frequentou o treino como Engenheiro de Voo da ISS e da Soyuz TMA, e entre Outubro de 2006 e Abril de 2006 frequentou o treino como Engenheiro de Voo da Soyuz TMA e Comandante da ISS na tripulação suplente da Expedição 13. A partir de Abril de 2006 iniciou o treino como membro da tripulação principal da Expedição 13.

Charles Simonyi – Nascido a 10 de Setembro de 1948 em Budapeste, Hungria, Charles Simonyi muda-se em 1966 para Copenhaga, Dinamarca, e posteriormente no mesmo ano para os Estados Unidos, adquirindo a nacionalidade norte-americana em 1982.

Em 1972 forma-se na Universidade da Califórnia em Berkeley com um bacharelato em Engenharia e Matemática. Em 1976 obtém o doutoramento em Ciências de Computadores pela Universidade de Stanford.

O interesse pelo voo espacial surge aos 13 anos quando obtém o prémio de Cosmonauta Júnior na Hungria, ganhando uma viagem à União Soviética na qual conhece um dos primeiros cosmonautas, Pavel Popovich. Quando ingressou no ensino secundário Simonyi ganhava dinheiro extra como guarda-nocturno da sala dos computadores. Já nessa altura demonstrava um grande interesse por computadores e programação. Quando finalizou o ensino secundário já desenvolvia de forma independentes programas de compilação. Entre 1966 e 1968 trabalhou como programador na empresa A/A Regnecentralen, Copenhaga.

Entre 1972 e 1980 trabalha no Xerox Palo Alto Research Center (PARC) onde cria o primeiro editor de texto WYSIWYG (what-you-see-is-what-you-get), denominado Bravo. Desde 1981 trabalho na Corporação Microsoft onde toma parte no desenvolvimento da Microsoft Excel, Multiplan, Word e outras aplicações informáticas.

Desde 1991 trabalha como Especialista Sénior no desenvolvimento do departamento Advanced Technology da Pesquisa Microsoft, Redmond – Washington, onde se dedica ao desenvolvimento do Intentional Programming. Em Agosto de 2002 abandona a Microsoft e junto com o Professor Gregor Kiczales forma a International Software Corporation.

No Verão de 2006 é aprovado nos exames médicos levados a cabo no Instituto de Problemas Médicos e Biológicos e a 8 de Agosto tem a autorização para inicial o treino de cosmonauta. Desde 5 de Setembro de 2006 leva a cabo sessões de treino no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin como participante no voo espacial para a 12ª tripulação de visita à estação espacial internacional.

2 O vaivém espacial Atlantis foi lançado às 1945:51,074UTC a partir do Complexo de lançamento LC-39B e aterrou ás 1543:40UTC. A tripulação do Atlantis era composta por Jeffrey Shears Ashby, Pamela Ann Melroy, David Alan Wolf, Piers John Sellers, Sandra Hall Magnus e Fyodor Nikolayevich Yurchikhin.


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A tripulação suplente da Soyuz TMA-10. À esquerda Roman Yurievich Romanenko e à direita Mikhail Borisovich Korniyenko. Imagem: RKK Energiya.

Roman Yurievich Romanenko – Nascido a 9 de Agosto de 1971 na pequena cidade de Shchelkovo, região de Moscovo, Roman Romanenko foi um dos oito pilotos da Força Aérea Russa seleccionados para treino de cosmonauta em Julho de 1997, tendo-se qualificado como Cosmonauta em 1999. Roman Romanenko é filho do cosmonauta Yuri Viktorovich Romanenko.

Romanenko graduou-se em 1992 na Escola Superior da Força Aérea de Chernigov.

Na altura da sua selecção para cosmonauta, Romanenko encontrava-se destacado na 70ª Força de Combate Aéreo, sendo este o grupo aéreo de suporte do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin e é designada em memória de Vladimir Seregin.

Mikhail Borisovich Korniyenko – Nascido a 15 de Abril de 1960 em Syzran, região de Kuybyshev (agora designada Samara) - Rússia, Mikhail Korniyenko foiaprovado como Cosmonauta em Fevereiro de 1998 tendo entrado para o treino básico de Cosmonauta a 23 de Março de 1998.

Finalizou o ensino secundário em 1977 e serviu no Exército Soviético durante dois anos, tendo posteriormente ingressado no Instituto de Aviação de Moscovo, graduando-se em 1987 como Engenheiro Mecânico.

Entre 1987 e 1991 serviu como engenheiro com o KBOM tendo posteriormente passado quatro anos como director de manufacturação para a empresa Transvostok antes de ingressar na Corporação Setgey Korolev RKK Energiya onde trabalhou como Engenheiro de Veículos Espaciais até á sua selecção como cosmonauta.


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O voo da Soyuz TMA-10 Quando um astronauta é nomeado para um determinado voo espacial, é criada uma matriz de treino denominada CQRM (Crew Qualifications and Responsability Matrix). No fundo, este documento contém a informação acerca de qual membro da tripulação irá levar a cabo uma determinada tarefa na missão, isto é qual é o seu objectivo no voo que irá levar a cabo. As equipas de treino na Rússia e nos Estados Unidos utilizam este documento para determinar se um membro da tripulação será operador ou se será especialista para um determinado sistema da estação orbital. Um operador somente necessita saber como operar um determinado equipamento, tal como o computador da estação, ou saber como enviar um comando para um determinado sistema da estação: por exemplo, como elevar a temperatura num determinado módulo. Um especialista necessita de saber como reparar um determinado problema com o computador ou reparar o sistema de controla a temperatura da estação.

Geralmente o treino para uma missão a bordo da ISS tem uma duração de 18 meses durante os quais os astronautas e cosmonautas aprendem a trabalhar com os sistemas da estação.

Cada sistema na estação (eléctrico, aquecimento e arrefecimento, comunicações, etc.) possui um plano de treino separado para os operadores e para os especialistas. Todos os membros da tripulação devem saber o suficiente acerca de cada sistema da estação para serem pelo menos operadores. O treino de um especialista é mais demorado, logo um astronauta ou cosmonauta só será especialista em alguns sistemas, enquanto os restantes membros da tripulação serão especialistas em outros sistemas.

A toda a tripulação é designada uma equipa de treinadores. Estes treinadores são especialistas que ensinam a tripulação tudo o que é necessário para que a missão seja levada a cabo com sucesso. O denominado Station Training Lead (STL) está encarregue da equipa de treino. Esta pessoa é um instrutor com muitos anos de experiência no ensino dos astronautas e cosmonautas. A equipa possui um instrutor para cada um dos oito sistemas principais da estação espacial. A equipa também possui instrutores para as experiências científicas que são levadas a cabo a bordo da estação e outros instrutores que ensinam os membros da tripulação a levar a cabo saídas para o exterior em caso de necessidade.

Os membros da tripulação também se deslocam ao Canadá para aprenderem a operar com o braço robot da ISS, o Canadarm2. Outra parte do treino dos membros da ISS consiste em saber como tratar um outro membro da tripulação caso este adoeça em órbita.

Uma parte fundamental do treino dos membros das futuras tripulações da ISS é a sua preparação para levar a cabo várias experiências científicas em órbita. A ISS é uma área excepcional para a realização de experiências que não podem ser levadas a cabo na Terra e como tal os astronautas e cosmonautas em órbita devem tirar partido de todo o tempo disponível. Equipas de cientistas e instrutores ocupam centenas de horas para garantir que cada membro da tripulação possui o conhecimento e a perícia necessária para levar a cabo as experiências para as quais foi designado, pois os investigadores na Terra dependem muito dessas experiências.

Yurchikhin e Kotov, além dos restantes membros da Expedição 15, receberam formação específica em variadas áreas tal como já o haviam recebido tripulações anteriores. Estas tripulações levaram a cabo experiências com o cultivo de células humanas para estudar a forma como o cancro se desenvolve, trabalhando também com antibióticos para encontrar uma forma de os produzir mais rapidamente na Terra. Essas tripulações procederam também ao crescimento de plantas para produzir sementeiras resistentes a várias pragas e cristais para melhorar a produção de gasolina. O corpo humano foi também estudado em microgravidade, reunindo-se informação relativamente a situações patológicas humanas como por exemplo a formação de pedras nos rins e a análise da performance das células do fígado. Outras experiências tiram partido da reduzida gravidade na ISS para estudar os processos físicos. Ao eliminar a gravidade, os pesquisadores podem compreender melhor algumas das pequenas forças que ocorrem em processos tais como na produção de semicondutores.

Algumas das experiências levadas a cabo em órbita requerem que os membros das tripulações as activem e terminem (como o crescimento de cristais, por exemplo), enquanto que outras experiências requerem que os astronautas e cosmonautas sejam meros operadores. As experiências relacionadas com as Ciências da Vida são únicas pois os membros da tripulação servem muitas vezes como cobaias humanas e operadores ao mesmo tempo. Este tipo de experiências ajudam a melhor compreender a forma como o corpo humano se adapta a longos períodos em microgravidade, podendo também esta informação ajudar as pessoas na Terra.

Tal como aconteceu com as anteriores tripulações, os instrutores tiveram de determinar a forma de como Yurchikhin e Kotov seriam treinados para cada experiência e quantas horas de treino seriam necessárias, além de definir quem iria levar a cabo o treino, quais os procedimentos, software e equipamento seria necessário. Os planos de treino individual para cada experiência são combinados num único plano que inclui todas as experiências de uma disciplina científica.

O Centro Espacial Marshall em Huntsville, Alabama, é responsável pela orientação do plano de treino de cada membro da tripulação para todas as experiências levadas a cabo nos módulos americanos. As áreas de pesquisa incluem as Ciências da Vida, Ciências Físicas, Biologia Espacial Fundamental, Desenvolvimento de Produtos Espaciais e Ciências da Terra / Voo Espacial.

Como o tempo da tripulação, quer seja antes, durante ou depois do voo, é um bem muito precioso, cada detalhe de uma dada sessão de treino para uma dada experiência deve ser planeado, praticado e coordenado com muita precisão. Frequentemente o cientista ou o investigador principal para uma determinada experiência, instrui os membros da tripulação na forma de como operar a sua experiência. As sessões auxiliadas por computador (CBT – Computer Based Training) são também desenvolvidas por


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especialistas para proporcionar sessões de treino no solo e em órbita. Estas sessões podem ser utilizadas pela tripulação para treino de proficiência, para manter as suas aptidões e conhecimentos sobre uma experiência específica ou para treino inicial.

Nos meses que antecederam o seu voo, os dois cosmonautas tornaram-se especialistas em cada experiência que realizam em órbita, prontos para proporcionar aos cientistas os dados que necessitam para melhorar a vida no nosso planeta.

Um treino internacional O treino dos membros da expedições permanentes na ISS decorre em várias partes do planeta, nomeadamente no Centro Espacial Johnson, Houston – Texas, no Centro Espacial Kennedy, Florida, na Sede da Agência Espacial do Canadá, Saint-Hubert – Quebec, no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri A. Gagarin, Cidade das Estrelas – Moscovo, e no Cosmódromo GIK-5 Baikonur, Tyuratan – Cazaquistão.

O Centro Espacial Johnson é a base dos astronautas da NASA e uma casa longe de casa para os astronautas e cosmonautas visitantes, e membros das expedições permanentes de outros países. Sendo o principal local de treino para as tripulações, o centro espacial possui equipas de instrutores profissionais, instalações de treino, salas com ambientes de simulação integrada e laboratórios para auxiliar os astronautas e cosmonautas a se prepararem para a sua missão.

O Centro Espacial Kennedy, junto à costa atlântica, é o local de lançamento dos vaivéns espaciais. Os astronautas obtêm a prática fundamental nas instalações de processamento da estação espacial com os elementos com os quais irão lidar durante a sua missão antes de serem lançados para o espaço.

Sendo um participante essencial no projecto da ISS ao fornecer o Canadarm2, o Canadá treina os astronautas nas suas instalações que possuem simuladores do denominado MSS (Mobile Servicing System) que inclui o Canadarm2 e o MBS (Mobile Base System). Os membros das diversas tripulações recebem formação em robótica para os preparar para as complexas operações com o braço-robot da ISS. Os astronautas treinam no VOTE (Virtual Operations Training Environment) que proporciona um ambiente tridimensional de realidade virtual no qual os astronautas praticam a manipulação do MSS compreendendo assim os seus movimentos em relação às estruturas externas da estação.

O Centro de Treino de Cosmonautas Yuri A. Gagarin (imagem ao lado), está situado nos arredores de Moscovo na chamada Cidade das Estrelas (Звездный) – Zvyozdny Gorodok. Este é o principal local de treino para os cosmonautas russos contendo instrutores profissionais, salas de aula, simuladores e modelo em escala real dos elementos tripulados em órbita. Os cosmonautas recebem todo o ensinamento necessário para conhecerem a fundo os módulos Zvezda e Zarya. O centro de treino contém também o denominado Hydrolab que oferece um ambiente realista para o treino das actividades extraveículares levadas a cabo a partir do módulo Pirs e utilizando fatos extraveículares Orlan-DM.

O Cosmódromo GIK-5 Baikonur é utilizado para lançamentos orbitais desde o alvorecer da Era Espacial. O complexo é composto por dezenas de plataformas, rampas e silos subterrâneos de lançamento, contendo também estações de rastreio e controlo. Os membros das expedições permanentes e das tripulações táxi realizam simulações a bordo de modelos 7K-STMA.

Treino específico para as actividades extraveículares Uma parte muito especial do treino das tripulações da ISS, é o treino para as actividades extraveículares. A primeira fase deste treino passa por ensinar aos astronautas e cosmonautas como envergar os diferentes tipos de fatos espaciais extraveículares. Estes fatos proporcionam o ar que o astronauta necessita enquanto realiza os seus trabalhos no exterior da estação, mantendo também o corpo do astronauta numa temperatura confortável apesar de estarem temperaturas extremamente quentes ou extremamente frias no exterior.

Como o fato espacial é muito grande, os membros da tripulação tiveram de praticar como movimentar-se enquanto o envergam e aprenderam como utilizar as diversas ferramentas com as volumosas luvas nas mãos. Tanto os astronautas como os cosmonautas praticam as saídas para o espaço no interior de grandes piscinas, treinando sete horas debaixo de água por cada hora que passam no espaço exterior.

Os cosmonautas russos possuem uma piscina no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri A. Gagarin, Cidade das Estrelas. Aqui, tanto astronautas como cosmonautas aprendem a utilizar os fatos extraveículares russos Orlan-DM. Por outro lado, também levam a cabo sessões de treino no NBL (Neutral Buoyancy Laboratory), situado no Centro Espacial Johnson em Houston, Texas. O NBL possui um comprimento de 62 metros, uma largura de 31 metros e uma profundidade de 12 metros, contendo 22,7 milhões de litros de água. No fundo desta enorme piscina, de facto a maior piscina interior do mundo, encontra-se um modelo da ISS, que tem o


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mesmo tamanho da estação que se encontra em órbita. Na piscina existem também um modelo do porão de carga do vaivém espacial.

Um astronauta que se encontra submerso no NBL, encontra muitas semelhanças ao estado de imponderabilidade no exterior de um veículo em órbita, porém não é o mesmo que se encontrar a flutuar no espaço. Um astronauta não se encontra em imponderabilidade, encontrando-se num estado de flutuação neutral3. No NBL são colocados pesos ou flutuadores junto do fato espacial de forma a fazer do astronauta um flutuador neutral, o que o faz sentir como se estivesse no espaço flutuando sem gravidade.

Após saber se movimentar com o fato espacial, o astronauta aprende a executar as suas tarefas na sua actividade extraveícular envergando um usual fato de mergulho. Após passar esta fase inicial, o astronauta começa a praticar os mesmos procedimentos mas desta vez envergando o seu fato espacial extraveícular. Na piscina outros mergulhadores auxiliam o astronauta a movimentar-se até que este se habitue a mover-se com o fato extraveícular. O astronauta aprende também a manter-se imóvel numa determinada posição, pois um movimento mais forte no espaço e fará com que este flutue para longe da estação.

A fase seguinte verá o astronauta a aprender a utilizar as ferramentas que serão necessárias durante a saída para o espaço. O astronauta pratica todos os movimentos dezenas de vezes até que os execute correctamente. Ao contrário dos astronautas que auxiliam na montagem da ISS ou que tiveram de reparar o telescópio espacial Hubble, os membros das tripulações permanentes da ISS aprendem a levar a cabo muitas tarefas no exterior da estação para estejam preparados a reparar qualquer falha que possa surgir durante a permanência em órbita.

Yurchikhin e Kotov seguiram o regime normal de treinos e de preparação para a sua permanência a bordo da estação espacial internacional com visitas frequentes ao Centro Espacial Johnson (Houston – Texas) e ao Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin (Moscovo).

A 7 de Novembro de 2006 a Corporação RKK Energiya anunciava que os membros da Expedição (Yurchikhin e Kotov), os dois elementos suplentes (Korniyenko e R. Romanenko) e o participante no voo espacial Charles Simonyi haviam visitado as instalações de fabrico das cápsulas Soyuz TMA tendo analisado os módulos orbital e de regresso. Por outro lado, Fyodor Yurchikhin e Simonyi avaliaram a utilização dos comandos da Soyuz TMA ao envergarem os fatos pressurizados Sokol-KB2 e ao entrarem no veículo, sentando-se nos assentos personalizados.

No dia 21 de Dezembro os especialistas da Corporação RKK Energiya levaram a cabo uma sessão de treino para a tripulação suplente da Soyuz TMA-10. Mikhail Korniyenko e Roman Romanenko ensaiaram métodos de substituição de software no computador de bordo do segmento russo da ISS e tomaram conhecimento do equipamento fotográfico e de vídeo que seria utilizado na missão.

Devido a vários constrangimentos os especialistas russos discutiram na terceira semana de Janeiro a possibilidade de o lançamento da Soyuz TMA-10 ocorrer a 7 ou 8 de Abril, tomando então a decisão de que o lançamento iria ocorrer a 9 de Abril 3 Este termo, “flutuador neutral”, significa que um objecto não flutua para a superfície ou se afunda para o fundo da piscina.


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pelas 1642:36UTC com a acoplagem à ISS a ter lugar às 1820UTC do dia 11 de Abril. Com este cenário a Soyuz TMA-9 regressaria à Terra a 20 de Abril com uma aterragem às 1330:20UTC. Todas estas decisões deixariam de ter qualquer significado quando a 26 de Janeiro era anunciado que o lançamento da Soyuz TMA-10 teria lugar às 1731UTC do dia 7 de Abril4…

O foguetão lançador da Soyuz TMA-10 foi transportado para o Cosmódromo GIK-5 Baikonur a 30 de Janeiro de 2007.

Uma nova sessão de treino para a tripulação suplente da Expedição 15 teve lugar a 31 de Janeiro. Os dois cosmonautas ensaiaram os procedimentos do programa científico Pilot e familiarizaram-se com um conjunto de ferramentas e operações que serão

levadas a cabo durante a manutenção e reparação do segmento russo da ISS. Os dois homens tiveram também a oportunidade de analisar o equipamento de bordo para a troca de dados entre o Controlo de Missão de Moscovo-Korolev e o segmento russo da ISS. Korniyenko e R. Romanenko tomaram então parte no exercício de treino para a montagem deste equipamento no módulo Zvezda.

As semanas que antecedem cada lançamento são semanas intensas de treinos e preparação para a missão. Estes treinos são levados a cabo da mesma forma pelas duas tripulações. A 8 de Fevereiro Fyodor Yurchikhin e Oleg Kotov familiarizaram-se com equipamento científico japonês, frequentando também um curso que os habilitou na operação de software de controlo do canal de troca de dados entre computadores. Os dois homens ensaiaram também vários modelos de navegação balística com o programa Sigma e ensaiaram a operação dos equipamentos de vídeo e de suporte psicológico a bordo do segmento russo da ISS.

A 11 de Fevereiro o veículo Soyuz 7K-TMA n.º 220 foi enviado por caminho-de-ferro para o Cosmódromo GIK-5 Baikonur a partir de Korolev, tendo chegado ao cosmódromo no dia seguinte. Os preparativos para o lançamento tiveram início a 15 de Fevereiro quando a cápsula foi retirada do contentor de transporte sendo posteriormente colocada na plataforma de trabalho móvel e transportada para o edifício de integração e montagem MIK-254. Entretanto Charles Simonyi chegava à Rússia a bordo do seu

avião privado e iniciava os preparativos finais para o seu voo a 19 de Fevereiro. A 21 de Fevereiro a tripulação principal levava a cabo mais uma sessão de treino com os especialistas da Corporação Energiya. Desta vez os dois homens familiarizaram-se com os procedimentos de troca de software do sistema informático do segmento russo da ISS e com o sistema Zveno-B que permite troca de informação entre o Controlo de Missão em Moscovo e o segmento russo da ISS. A parte final do treino foi dedicada ao ensaio da montagem do Zveno-B na ISS. Por seu lado, Charles Simonyi levou a cabo uma sessão de treino relacionada com o manuseamento e utilização de equipamento fotográfico e de vídeo, além de praticar a utilização de equipamento de radioamador que teria de utilizar na ISS.

Os testes autónomos da cápsula espacial Soyuz TMA-10 foram finalizados na primeira semana de Março. A 2 de Março foram iniciadas as verificações finais do veículo. Os treinos finais de Fyodor Yurchikhin e Oleg Kotov realizaram-se a 9 de Março 4 A acoplagem estaria assim prevista para as 1909UTC do dia 9 de Abril e a aterragem da Soyuz TMA-9 ocorreria ás 1303UTC do dia 19 de Abril.


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com os dois homens a familiarizarem-se com diversas ferramentas necessárias para trabalhos de manutenção e reparação a bordo da ISS. Com o auxílio de especialistas provenientes do Instituto de problemas Médicos e Biológicos, os dois cosmonautas treinaram a realização de experiências no âmbito do programa Pilot.

O primeiro dia dos exames finais dos três membros da tripulação principal teve lugar a 19 de Março com os três homens a serem aprovados nas actividades realizados no interior do simulador do segmento russo da ISS. Por seu lado, os dois membros da tripulação suplente superaram os exames levados a cabo no simulador da Soyuz TMA. No dia seguinte as tripulações trocaram de local de exame e ambas foram aprovadas. Os exames levados a cabo pelas tripulações em simuladores têm por objectivo a demonstração dos conhecimentos e perícia nos preparativos da Soyuz TMA, na execução de manobras orbitais, na acoplagem manual da Soyuz TMA com a ISS, na separação entre a Soyuz TMA e a ISS e na aterragem do módulo de regresso da cápsula tripulada. As tripulações levaram também a cabo simulações em vários cenários de emergência. A performance dos cosmonautas e astronautas é avaliada por uma comissão governamental.

No dia 20 de Março foram iniciados os testes pneumáticos da Soyuz TMA-10 e procedeu-se à verificação dos painéis solares do veículo. Ao mesmo tempo que se procedia à verificação da Soyuz TMA-10 os especialistas levavam também a cabo os preparativos do foguetão lançador 11A511U-FG Soyuz-FG (Ts15000-019). No dia 26 de Março procedeu-se á acoplagem do primeiro com o segundo do lançador. Estes trabalhos são levados a cabo no interior do edifício de integração e montagem MIK-112.

A 27 de Março as duas tripulações chegavam ao Cosmódromo de Baikonur sendo transportadas em aviões diferentes. A chegada a Baikonur marcou o início dos preparativos finais para o lançamento e ao chegarem ao aeroporto os cinco homens apresentaram-se ao Director Geral da Corporação RKK Energiya Sergey Korolev, N. N. Sevastyanov, referindo que se encontravam prontos para os treinos finais antes do voo que decorreria entre 28 de Março e 3 de Abril. A 28 de Março os três homens procederam à verificação da Soyuz TMA-10 e ensaiaram os seus fatos pressurizados Sokol-KV2.

A 28 de Março foi levada a cabo uma sessão regular das comissões estatais que supervisionam os preparativos para os voos tripulados e nomeadamente para a missão Soyuz TMA-10 / Expedição 15. Nesta reunião o Director Geral da Corporação Energia informou os presentes acerca dos resultados obtidos durante a Expedição 13 e Expedição 14, além de falar acerca das propostas


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relacionadas com a Expedição 15 e com próxima expedição de visita à ISS). Foram também referidos os preparativos para o lançamento da missão Soyuz TMA-10, das condições técnicas da estação e da cápsula Soyuz TMA-9 que na altura se encontrava acoplada à ISS servindo de veículo de socorro e que seria utilizada para regressar os membros da Expedição 14 e de Charles Simonyi. Nesta sessão participaram também Vasili Tsibliev (Director do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin – TsPK RGNII) que falou sobre a preparação e o estado de prontidão das tripulações para a Expedição 15; V. V. Bogomolv (Director

Executivo do Instituto de Problemas Médicos e Biológicos) que referiu o estado de saúde das diferentes tripulações; Vladimir Solovyev (Director da Equipa do Centro de Controlo de Voo – TsUP) que falo sobre o voo da ISS, dos preparativos da documentação de controlo de voo para a missão, falou sobre o estado de preparação da equipa de controlo para a missão da Soyuz TMA-10; e A. T. Goryachenkov (Director Geral Executivo do Instituto TsNIII) que falou sobre o estado da ISS e sobre os preparativos da Soyuz TMA-10.

Tendo levado a cabo uma revisão sobre as condições técnicas da Soyuz TMA-10 e da ISS, sobre o estado de prontidão da Soyuz TMA-10, sobre os preparativos do lançador 11A511U-FG Soyuz-FG e da plataforma de lançamento, sobre os preparativos da tripulação e da implementação do seu programa de voo, bem como levando em consideração as declarações positivas acerca da prontidão operacional dos veículos como um todo, a Comissão Estatal decidiu então aprovar os resultados finais do programa de trabalho para a ISS, além de aprovar as actividades previstas para a seguinte expedição dando ordem para se proceder ao lançamento da Soyuz TMA-10 com o objectivo de substituir a Soyuz TMA-9 e a tripulação em órbita na altura. Decidiu também aprovar o programa de estudos e experiências para a Expedição 15.

A 29 de Março procedeu-se ao abastecimento da Soyuz 7K-TMA n.º 220 com os propolentes e gases de pressurização necessários para as suas manobras orbitais. A 30 de Março a Soyuz 7K-TMA n.º 220 transportada de volta para o edifício de montagem e teste e no dia seguinte foi acoplada com o compartimento de transferência que faz a ligação física com o terceiro estágio do foguetão lançador 11A511FG Soyuz-FG. Os desenhadores e engenheiros da Corporação S.P. Korolev RSC Energia procederam à inspecção do veículo no dia 1 de Abril e de seguida foi autorizada a colocação da cápsula no interior da ogiva de protecção do foguetão lançador.

A Soyuz 7K-TMA n.º 220 na sua configuração de lançamento foi inspeccionada pela tripulação a 3 de Abril no edifício MIK-254 e no mesmo dia o módulo orbital (contendo a cápsula) foi transportada para o edifício de integração e montagem do lançador no qual foi integrado com o foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG a 4 de Abril. Neste dia foi levada a cabo uma reunião da Comissão Governamental e da Comissão Técnica que tomou a decisão de autorizar o transporte do foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG contendo a cápsula Soyuz 7K-TMA n.º 220 para a plataforma de lançamento.

Às 0300UTC do dia 5 de Abril foi iniciado o transporte do foguetão lançador 11A511U-FG Soyuz-FG contendo a cápsula Soyuz 7K-TMA n.º 220 para a Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 (17P32-5), também designada ‘Gagarinskiy Start’. O transporte do lançador é levado a cabo na horizontal sobre um vagão de caminho de ferro especialmente equipado com um sistema pneumático que segura o foguetão e o coloca na posição vertical sobre o fosso das chamas na plataforma de lançamento. Após ser colocado na plataforma PU-5 deu-se início ao primeiro dia de actividades de preparação para o lançamento.

No dia 14 de Abril é levada a cabo uma reunião da Comissão Governamental que aprova em definitivo a constituição da tripulação principal da Soyuz TMA-10, tomando também a decisão de se prosseguir com os preparativos para o lançamento do foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG contendo a cápsula Soyuz 7K-TMA n.º 220, nomeadamente com o seu abastecimento.


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Após envergar os fatos pressurizados Sokol-KV2, a tripulação apresenta-se perante as delegações das diferentes agências espaciais e perante a Comissão Governamental, afirmando a sua prontidão para levar a cabo o programa de voo estipulado. O transporte da tripulação para a plataforma de lançamento ocorreu de seguida e minutos mais tarde tomava o elevador que lhe daria acesso ao seu veículo tripulado no topo do lançador.

Os preparativos para o lançamento decorrem sem qualquer problemas sendo levado a cabo um teste nos mecanismos do módulo de regresso ao mesmo tempo que se inicia a ventilação dos fatos pressurizados dos três tripulantes. A unidade de monitorização do lançamento e de fornecimento de energia é preparada, e leva-se a cabo um teste de selagem da escotilha do módulo orbital da Soyuz TMA. A activação dos giroscópios tem lugar de seguida sendo também nesta altura preparado para o voo o sistema de controlo do lançador.

As estruturas de serviços da Plataforma de Lançamento PU-5 são separadas e colocadas em posição de lançamento com o teste dos mecanismos do módulo de regresso a serem finalizados logo de seguida ao mesmo tempo que se testam os fatos pressurizados em busca de fugas. O sistema de emergência do lançador 11A511U-FG Soyuz-FG é armado e a unidade de fornecimento de energia para o lançador é activada.

Finalizados os testes de fugas aos fatos pressurizados dos três cosmonautas, a instrumentação individual de emergência da tripulação é colocada em modo automático. De seguida as plataformas giroscópicas são libertadas ao mesmo tempo que os gravadores da tripulação são activados.

As operações de pré-lançamento estão completas às 0039:25UTC. O programa automático para as operações finais de lançamento é activado às 0040:03UTC e às 0042:00UTC o lançador e o complexo de lançamento estavam prontos para o voo. Os sistemas de bordo são transferidos para controlo interno enquanto que os sistemas de medição do solo são activados. Os sistemas de controlo do Comandante da Soyuz TMA-6 são activados nesta fase. Por esta altura os três homens começam a consumir o ar proveniente dos fatos pressurizados ao encerrar as viseiras dos seus capacetes. A chave para o lançamento é inserida no bunker de controlo.

Pelas 1728:01UTC as câmaras de combustão dos motores do primeiro e do segundo estágio são purgadas com nitrogénio e às 1728:44UTC deu-se início à pressurização dos tanques de propolente do foguetão lançador. Nesta altura o sistema de medida de bordo é activado e é iniciada a pressurização de todos os tanques do lançador com nitrogénio. As válvulas de drenagem e de segurança dos tanques do lançador são encerradas às 1728:59UTC ao mesmo tempo que se finaliza o abastecimento de oxigénio líquido e de nitrogénio.

O foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG começa a receber energia das suas próprias baterias às

1730:14UTC, dando-se início à sequência automática de lançamento. Nesta fase é separada a primeira torre umbilical do lançador. Às 1730:34UTC (0:40) é desligado o fornecimento de energia através do segundo braço umbilical e às 1730:44UTC é enviado o comando para o lançamento dando-se a ignição dos motores do lançador. O segundo braço umbilical separa-se do lançador às


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1731:29UTC. Com as turbo-bombas dos motores a funcionar à velocidade de voo, os motores do primeiro estágio a atingem a força máxima às 1731:09UTC. A torre de abastecimento separa-se às 1731:14,194UTC e o lançador abandona a plataforma PU-5.

A separação do sistema de emergência da cápsula deu-se às 1733:07,57UTC seguindo-se a separação do primeiro estágio às 1733:11,99UTC. O impacto no solo do sistema de emergência e dos propulsores que constituíram o primeiro estágio tiveram lugar na Área n.º 16 localizada no Distrito de Karaganda, Cazaquistão.

A separação da ogiva de protecção da Soyuz 7K-TMA n.º 220 teve lugar às 1733:51,67UTC e acabou por cair na Área n.º 69 localizada no Distrito de Karaganda. Terminada a queima do segundo estágio este separa-se às 1736:01,49UTC, tendo impactado na Área n.º 306 localizada no Distrito de Altai, República de Altai (Rússia) – Distrito de Cazaquistão Este (Cazaquistão). Após a separação do segundo estágio deu-se às 1736:11,24UTC a separação da estrutura que faz a ligação física entre o segundo e o terceiro estágio. Esta secção de ligação acabou por impactar na Área n.º 309 localizada no Distrito de Altai, República de Altai (Rússia) – Distrito de Cazaquistão Este (Cazaquistão). O final da queima do estágio Block-I ocorre às 1739:59,15UTC e a separação entre a Soyuz 7K-TMA n.º 220 e o Block-I teve lugar às 1740:02,45UTC. Após a entrada em órbita o veículo Soyuz 7K-TMA n.º 220 recebeu a designação Soyuz TMA-10, tendo recebido a Designação Internacional 2007-008A e o número de catálogo orbital 31100.

A Soyuz TMA-10 ficou colocada numa órbita inicial com um apogeu a 242 km de altitude, um perigeu a 200 km de altitude, uma inclinação orbital de 51,64º em relação ao equador terrestre e um período orbital de 88,64 minutos, tendo de seguida manobrado para uma órbita com um apogeu a 245,50 km de altitude, um perigeu a 198,55 km de altitude, uma inclinação orbital de 51,66º e um período orbital de 88,68 minutos.

Agora em órbita terrestre, a Soyuz TMA-10 inicia uma perseguição de dois dias á ISS. Ao longo

destes dias são levadas a cabo algumas manobras orbitais que alteram os parâmetros da órbita do veículo tripulado. No quadro seguinte são indicados os parâmetros orbitais da Soyuz TMA-10 até à sua acoplagem com a ISS:

Data Apogeu (km) Perigeu (km) Inclinação orbital (º) Período orbital (min)

7 Abril 237 192 51,65 88,88

7 Abril 241 193 51,65 88,84

8 Abril 314 262 51,63 90,28

9 Abril 314 265 51,63 90,31

9 Abril 345 324 51,63 91,22

28 Abril 347 331 51,63 91,31

18 Maio 342 330 51,63 91,24

A primeira manobra orbital da Soyuz TMA-10 teve lugar às 2112:44UTCUTC. Os motores foram activados durante 53,3 s o que produziu uma alteração de 21,24 m/s na velocidade do veículo. Após esta manobra os parâmetros orbitais da Soyuz TMA-10


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eram: apogeu 283,4 km de altitude, perigeu de 216,5 km de altitude, inclinação orbital de 51,65º e período orbital de 89,41 minutos. Uma nova manobra orbital tem lugar às 2202:16UTC e desta vez os motores da Soyuz TMA-10 são activados durante 61,7s,

produzindo uma alteração de 24,87 m/s na velocidade da cápsula. Após esta manobra os parâmetros orbitais do veículo eram: apogeu 330,1 km de altitude, perigeu de 268,4 km de altitude, inclinação orbital de 51,63º e período orbital de 90,21 minutos.

Às 1836:03UTC do dia 8 de Abril ocorre nova manobra orbital. Os motores da Soyuz TMA-6 são activados durante 90,7 s, dando-se uma alteração de 6,2 m/s na velocidade do veículo que fica localizado numa órbita com um apogeu a 330,4 km de altitude, perigeu de 274,5 km de altitude, inclinação orbital de 51,63º e período orbital de 90,27 minutos. A última manobra importante antes da acoplagem com a ISS ocorre às 1710:10UTC do dia 9 de Abril havendo uma alteração de 6,64 m/s na velocidade da cápsula após os seus motores funcionarem por 15,0 s. A Soyuz TMA-10 encontra-se então em aproximação à ISS numa órbita com um apogeu a 331,8 km de altitude, perigeu de 289,6 km de altitude, inclinação orbital de 51,63º e período orbital de 90,44 minutos. A aproximação e posterior acoplagem foram realizadas automaticamente pelo sistema de acoplagem KURS com o último impulso a ter lugar às 1755.16UTC. Os motores da Soyuz TMA-10 são accionados durante 17,2 s fazendo uma alteração de velocidade de 6,56 m/s. A órbita final de aproximação tem um apogeu a 355,1 km de altitude, perigeu de 291,3 km de altitude, inclinação orbital de 51,63º e período orbital de 90,70 minutos. A acoplagem


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com a ISS tem lugar às 1910:44UTC. Nos minutos após a acoplagem a sonda de acoplagem da Soyuz TMA-10 foi retraída para permitir que ganchos mecânicos concluíssem a manobra e selassem a ligação física entre a cápsula e o módulo Zarya.

Após a acoplagem e de verificarem uma boa selagem entre os dois veículos, os três homens despiram os seus fatos pressurizados Sokol e envergaram os fatos de trabalho. A escotilha entre a Soyuz TMA-10 e o módulo Zarya foi aberta às 1910UTC

permitindo assim que Yurchikhin, Kotov e Simonyi tivessem acesso à ISS sendo saudados por Michael Lopez-Alregria, Mikhail Tyurin e Sunita Williams, membros da Expedição 14 na que na altura ocupavam a ISS. Os três homens foram recebidos com ofertas de pão e sal. Logo após a entrada na ISS os recém chegados foram informados acerca dos procedimentos de emergência na ISS e uma das primeiras tarefas levadas a cabo pelos novos residentes da ISS foi a transferência dos assento Kazbek de Simonyi para a Soyuz TMA-9 na qual iria regressar à Terra juntamente com Lopez-Alegria e Tyurin. Yurchikhin e Kotov foram depois informados sobre o estado do posto orbital.

As actividades de Charles Simonyi na ISS bem como o seu regresso á Terra juntamente com os dois membros da Expedição 15 terão lugar no

Em Órbita n.º 72 – Junho de 2007.


Em Órbita

O programa científico da Expedição 15 Durante a sua permanência de seis meses em órbita terrestre a Expedição 15 irá levar a cabo um programa científico que constará de 272 sessões baseadas em 47 experiências.

Área de Pesquisa Experiências Total de Experiências

Número de Sessões

Ciências da Vida

Cardio-ODNT, Profilaktika, Pilot, Dykhanie, Pneumocard, BIMS, Biorisk, Rastenia,

Plasmida, Statokonia, Regeneratsia, Prognos, Matryoshka-R

13 47

Tecnologia Espacial e Ciências dos Materiais Crystalizator 1 1

Estudo dos Recursos Naturais e

Monitorização Ecológica Diatomeya 1 6

Biotecnologia Espacial

Glikoproteid, Mimetik-K, KAF, Vaktsina-K, Biotrek, Konjugatsia, Biodegradatsia,

Bioekologia, Bioemulsiya, Interleukin-K, Antigen

11 11

Pesquisa Geofísica Relaksatsia, Uragan, Ekon, Plasma-MKS, Plasma-Progress, Ten’-Mayak 6 60

Pesquisa Tecnológica Infrazvuk-M, Vector-T, Izgib, Plasma Crystal, Identifikatsiya, Sreda, Infotech 7 132

Pesquisa dos Raios Cósmicos BNT-Neutron 1 1

Actividades Comerciais GTS-2, GCR-JAXA, ALTCRISS, Cardiocog, NOA, IMMUNO, Sample 7 14

47 272

Para a implementação do programa de pesquisa científica foi necessário o transporte de 108,75 kg de carga científica, dos quais 18,61 kg foram transportados a bordo da Soyuz TMA-10, 68,95 kg são transportados a bordo do cargueiro Progress M-605, 11,50 kg serão transportados a bordo do cargueiro Progress M-616 e 9,69 kg serão transportados a bordo da cápsula Soyuz TMA-117. Os resultados científicos serão trazidos de volta para a Terra pelos veículos tripulados, esperando-se que se obtenha um total de 42,05 kg (14,45 kg foram trazidos pela Soyuz TMA-9, 0,90 kg serão trazidos pela missão ISS-10A do vaivém espacial e 23,70 kg serão trazidos pela Soyuz TMA-10). O programa científico da Expedição 15 requer um total de 333 horas e 2 minutos do tempo da tripulação em órbita. Deste total 157 horas 15 minutos serão dispensados pelo Comandante Fyodor Yurchikin e 175 horas e 47 minutos serão dispendidos pelo cosmonauta Oleg Kotov.

5 O seu lançamento teve lugar a 12 de Maio de 2007. 6 Com o seu lançamento previsto para 23 de Junho de 2007. 7 O lançamento da cápsula tripulada Soyuz TMA-11 está previsto para o dia 10 de Outubro de 2007.


Em Órbita

As experiências do programa científico da Expedição 15

• Pesquisa Geofísica

Relaksatsia – tem como objectivo o estudo das reacções químicas luminescentes e dos fenómenos ópticos atmosféricos que ocorrem durante a interacção a alta velocidade entre os produtos da exaustão dos motores a jacto e a alta atmosfera terrestre, além de estudar os fenómenos ópticos que têm lugar durante a reentrada de corpos na alta atmosfera terrestre e as suas propriedades no ultravioleta.

Uragan – tem como objectivo o desenvolvimento de um sistema espacial e terrestre para a prevenção de desastres naturais e originados pelo Homem. Experiência realizada em conjunto com a NASA.

Ekon – o propósito desta experiência é a determinação das possibilidades de obtenção informações documentais “on-line” durante as observações instrumentais da tripulação utilizando dispositivos de porte manual durante o voo espacial de longa duração no segmento russo da ISS e de forma a analisar os efeitos ecológicos das actividades industriais no território russo e de outras nações (utilização de uma câmara Rubinar 40x110 que inclui um telescópio binocular com uma câmara digital Sony DCR-TRV9E incorporada).

Plasma-MKS – verificação dos processos de corrente eléctrica previstos teoricamente como existentes na ISS. Detecção da dependência das intensidades das correntes no ambiente de plasma da estação dependendo da sua configuração, atitude orbital, operação dos sistemas exteriores e alterações sazonais no ambiente espacial ao se analisar as suas características ópticas.

Plasma-Progress – determinação das relações espaço-temporais da densidade do ambiente de plasma que surge durante a operação dos motores de um veículo Progress.

Ten’-Mayak – estudo das condições de transmissão e recepção de um sinal de rádio USH utilizando a rede mundial de radioamador. Determinar as características dos sinais de rádio transmitidos através de transdutores abordo, análise da sua qualidade e distribuição espacial. Determinação de acções que possam perturbar os sinais, tais como reflexão, zonas de sombra causadas por elementos estruturais e valor do ângulo de elevação da ISS.

• Tecnologia Espacial e Ciências dos Materiais

Crystalizator – estudo dos processos físicos de cristalização de proteínas para produção de monocristais perfeitos na sua estrutura e que possam ser utilizado para análise de raios-x. Estudo de filmes de biocristais de soluções volumétricas em substratos utilizando o efeito artificial ‘epitaxy’. Desenvolvimento de hardware de nova geração e de técnicas para cristalizar uma grande quantidade de proteínas no interesse da Biologia básica e aplicada, Medicina, Farmacologia e Micro electrónica.


Em Órbita

• Ciências da Vida

Cardio-ODNT – investigação da dinâmica dos factores básicos da actividade cardíaca e da circulação sanguínea. Investigação das respostas dos grandes e pequenos circuitos de circulação sanguínea quando é aplicada uma pressão negativa na parte inferior do corpo e a sua dependência da sua resposta tendo em conta o estado inicial do sistema cardiovascular.

Profilaktika – obtenção de novos dados sobre os mecanismos e eficiência dos vários modos de prevenção física dos efeitos adversos da microgravidade no corpo humano – redução da estabilidade ortostática (tolerância do corpo humano ao movimentar-se de uma posição horizontal para uma posição vertical), redução das capacidades aeróbias (sistema respiratório), redução na força e resistência dos músculos, atrofia muscular e desmineralização óssea.

Pilot – análise da actividade da tripulação a quando da implementação de modos simulados de sistemas robóticos e análise das estações de trabalho durante a realização da experiência.

Dykhanie – estudos dos mecanismos fisiológicos fundamentais da função respiratória externa em condições de voo espacial prolongado.

Biotest – exame bioquímico sistemático e integrado do estado do organismo humano em condições de gravidade zero para estudo da adaptação do metabolismo às condições de voo espacial de longa duração.

Pneumocard – aquisição de nova informação científica para melhorar a compreensão acerca dos mecanismos de adaptação do sistema cardiorrespiratório e de todo o organismo às condições de voo espacial.

BIMS – determinação da eficiência da utilização de tecnologias de telemedicina para obter informação a partir do segmento russo da ISS para apoio médico e informação para estudos de apoio às ciências da vida em voo espacial.

Biorisk – acomodação e exposição de amostras passivas de materiais estruturados e de sistemas de substratos de microorganismos no interior do módulo de serviço da ISS.

Rastenia – estudos tendo como objectivo resolver problemas de Biologia fundamental e problemas de optimização de cultivos de plantas para futuras estufas como parte de sistemas avançados de suporte de vida.

Plasmida – investigação dos efeitos da microgravidade nos níveis de transferência e mobilização de plasmidos bacterianos.

Statokonia – determinação do carácter e dinâmica da neogenesis dos caracóis e seu crescimento em condições de gravidade zero.

Regeneratsia – determinação do impacto da gravidade zero na regeneração estrutural e funcional de órgãos e tecidos danificados dos animais envoltos nas experiências.

Prognos – desenvolvimento de um método de prevenção em tempo real para as cargas de radiação na tripulação.


Em Órbita

Matryoshka-R – investigação da situação dinâmica radiológica no Módulo de Serviço e no Módulo de Acoplagem, bem como medição das doses acumuladas de radiação em modelos antropomórficos e esféricos. Melhoramento dos métodos de dosimetria espacial e avaliação do impacto da radiação no organismo dos tripulantes da estação espacial durante a variação orbital da dinâmica da situação radiológica (utilização de um manequim equipado com uma série de sistemas e dispositivos cilíndricos contendo detectores passivos).

• Estudo dos Recursos Naturais e Monitorização Ecológica

Diatomeya – investigação da estabilidade da localização geográfica e configuração das fronteiras das águas bioprodutivas dos oceanos.

• Biotecnologia espacial

Glikoproteid – aquisição de dados da máxima alta-resolução sobre a estrutura atómica das biomoléculas das glicoprateínas E1-E2 para a produção de vacinas efectivas e seguras de uma nova geração e desenvolvimento de novos preparados antivirais e sistemas de diagnóstico.

Mimetik-K – desenvolvimento de novos produtos médicos.

KAF – realização de processos de cristalização com complexos moleculares Caf 1M e Caf 1 com pipetização sintética em condições de gravidade zero.

Vaktsina-K – criação de novas vacinas contra doenças virais e desenvolvimento de uma vacina contra o SIDA.

Biotrek – estudo da correlação existente entre a alteração das propriedades genéticas, produtividade de estirpes recombinantes, e sua exposição a partículas espaciais pesadas.

Konjugatsia – desenvolvimento de métodos para a obtenção de novas estirpes recombinantes que são essenciais para a medicação proteica ao se utilizar uma conjugação bacteriana e técnicas de mobilização de plasmidos durante o voo espacial.

Biodegradatsia – investigação dos estágios iniciais de colonização das superfícies de diversos materiais por microorganismos nos compartimentos pressurizados da ISS.

Bioekologia – investigação do efeito do voo espacial nas propriedades fisiológicas e bioquímicas de culturas de microrganismos expostos a esses factores durante 1, 3, 6 e 12 meses.

Bioemulsiya – desenvolvimento de tecnologias de estado moderado para produção de biomassa de microrganismos e de substâncias biologicamente activas para proporcionar uma produção ecologicamente eficiente de preparados bacterianos, além de fermentações e soluções médicas.


Em Órbita

Interleukin-K – produção de cristais de interleucócitos-1α, interleucócitos-1β e receptores antagonistas de interleucócitos-1 em condições de voo espacial, que poderão ser utilizados em análises de raios-x.

Antigen – estudos de estirpes da hepatite-B.

• Pesquisa Tecnológica

Infrazvuk-M – realização de um mapa espacial e temporal com a monitorização dos campos acústicos nos segmentos russos habitáveis da estação espacial internacional.

Vektor-T – testes do desenvolvimento de procedimentos para a previsão do movimento da ISS, sistemas de orientação e controlo de navegação.

Izgib – determinação do ambiente gravítico na ISS.

Plasma Crystal – desenvolvimento de procedimentos para a geração e monitorização de estruturas ordenadas de micro partículas no plasma.

Identifikatsiya – identificação das cargas dinâmicas na ISS quando diferentes operadores dinâmicos estão a funcionar na estação, nomeadamente a quando da acoplagem, correcções orbitais, execução de exercícios físicos, actividades extraveículares, etc. Investigação das condições de micro-aceleração com o intuito de determinar os níveis de micro-aceleração nas áreas que envolvem experiências tecnológicas e determinação dos níveis inadmissíveis.

Sreda – estudo das características dinâmicas da ISS; determinação de parâmetros que definam a localização de dispositivos científicos e sensores de atitude em relação às deformações da fuselagem da estação espacial; determinação dos parâmetros dos distúrbios magnéticos e microgravíticos a bordo da estação espacial.

Infotech – estudo das condições de passagem de um sinal de banda-S a bordo da estação espacial. Teste de desenvolvimento de um método de transmissão de dados a 4 MB/s.

• Pesquisa dos Raios cósmicos

BNT-Neutron – clarificação dos modelos de radiação existentes em órbita.

• Actividades Comerciais

GTS-2 – estudo das condições físicas nas quais um sinal gerado pelo GTS é transmitido para receptores especiais na Terra.

GCR-JAXA – crescimento e produção de cristais de macro moléculas biológicas em condições de microgravidade.

ALTCRISS – medição dos campos de radiação a bordo da ISS.

CARDIOCOG – aquisição de novos dados científicos para melhorar o conhecimento da forma como o sistema cardiorrespiratório de adapta ao voo espacial.

NOA – monitorização do óxido de azoto exalado por um cosmonauta para detectar alterações da função pulmonária num voo espacial de longa duração.

IMMUNO – estudo das alterações neuroendócrinas e imunológicas durante a após um voo espacial a bordo da ISS.

SAMPLE – avaliação das espécies microbianas que possam habitar a ISS; investigar o mecanismo microbiano de adaptação á microgravidade.

O programa de actividades de Charles Simonyi a bordo da ISS

O acordo entre a agência espacial russa Roskosmos e a empresa americana Space Adventures para o voo de Charles Simonyi a bordo da ISS foi assinado a 26 de Junho de 2006. Participando na 12ª missão de visita à estação espacial internacional, Simonyi levou a cabo um programa de actividades e duas experiências científicas para a Agência Espacial Europeia.

Charles Simonyi levou a cabo a obtenção de fotografias e registos videográficos do segmento russo da estação espacial para fins educacionais, tendo também participado em três conferências com repórteres na Terra (uma delas com jornalistas húngaros).

Simonyi participou também como cobaia humana na obtenção diária de dados relativos ao volume de radiação acumulada durante a estadia na ISS. Os dados eram obtidos através de dez sensores colocados no corpo de Simonyi. A obtenção destes dados fez parte da sua participação na experiência Pille-ISS. Outra experiência na qual participou foi a Matrix-21 que pretende estudar a operação de equipamento de vídeo de alta definição a bordo da ISS.

Para além de levar a cabo sessões de radioamadorismo, Simonyi participou nas experiências SAMPLE e MUSCLE da ESA. Finalmente fez a demonstração simbólica de vários itens a bordo da ISS.


Em Órbita

A Soyuz TMA e o foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG

Veículo 7K-STMA Soyuz-TMA (11F732) A Soyuz TMA surge como uma versão melhorada da Soyuz TM de forma a permitir a sua utilização por tripulantes mais altos. As modificações básicas introduzidas no modelo TM tiveram como base os parâmetros antropométricos (Antropometricheskiy) dos astronautas americanos, além de aumentar o nível de protecção da tripulação durante o regresso à Terra ao diminuir a velocidade de aterragem e melhorando o sistema de absorção de impacto nas cadeiras dos ocupantes do veículo.

Desenvolvida ao abrigo dos acordos intergovernamentais entre a Rússia e os Estados Unidos no âmbito do programa da ISS, o objectivo principal deste veículo é o de proporcionar um meio de salvamento à tripulação residente da ISS e o de permitir a visita temporária de outras tripulações. Em voo o veículo tem as seguintes tarefas:

Permitir a visita à ISS de uma tripulação de até três pessoas e pequenas cargas (equipamento de pesquisa, objectos pessoais dos tripulantes, equipamento para a estação orbital, etc.);

O veículo deve permanecer num estado de prontidão que permita uma descida de emergência à tripulação da estação orbital em caso de situação de perigo em órbita, doença de algum dos ocupantes, etc. (função de regresso assegurado do veículo);

Regresso da tripulação em visita à estação (a composição da tripulação no regresso pode ser alterada conforma a situação a bordo da estação espacial);

Regresso de carga útil juntamente com a tripulação (cargas de baixo peso e volume que pode ser o resultado das pesquisas levadas a cargo a bordo da estação durante a permanência da tripulação de visita à estação);

Eliminação de lixo e outros detritos que são colocados no Módulo Orbital e que são destruídos durante a reentrada atmosférica.

A Soyuz TMA pode transportar até três tripulantes tendo uma vida útil em órbita de 200 dias, podendo no entanto permanecer 14 dias em voo autónomo. Tendo um peso de total de 7.220kg (podendo transportar 900 kg de combustível), o seu comprimento total é de 6,98 metros, o seu diâmetro máximo é de 2,72 metros e o seu volume habitável total é de 9,0 m3. Pode transportar um máximo de 100 kg de carga no lançamento e 50 kg no regresso à Terra. A velocidade máxima que pode atingir no regresso à Terra com a utilização do pára-quedas principal é de 2,6 m/s, sendo a sua velocidade normal de 1,4 m/s, porém com o pára-quedas de reserva a sua velocidade máxima é de 4,0 m/s e a velocidade normal será de 2,4 m/s8. Tal como o seu antecessor, o veículo Soyuz TMA é composto por três módulos: o Módulo Orbital, o Módulo de Reentrada e o Módulo de Propulsão e Serviço.

Módulo Orbital (Botivoi Otsek) – Tem um peso de 1.278 kg, um comprimento de 3,0 metros, diâmetro de 2,3 metros e um volume habitável de 5,0 m3. Está equipado com um sistema de acoplagem dotado de uma sonda retráctil com um comprimento

8 De salientar que no caso da Soyuz TM a velocidade máxima que o veículo poderia atingir no regresso à Terra utilizando o seu pára-quedas principal era de 3,6 m/s, sendo a sua velocidade normal de descida de 2,6 m/s. Com o pára-quedas de reserva a Soyuz TM poderia atingir uma velocidade máxima de 6,1 m/s, com uma velocidade normal de descida de 4,3 m/s.


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de 0,5 metros, e um túnel de transferência. O comprimento do colar de acoplagem é de 0,22 metros e o seu diâmetro é de 1,35 metros. O sistema de acoplagem Kurs está equipado com duas antenas, estando uma delas colocada numa antena perpendicular ao eixo longitudinal do veículo. Este módulo separa-se do módulo de descida antes do accionamento dos retro-foguetões que iniciam o regresso à Terra.

Módulo de Reentrada (Spuskaemiy Apparat) – Podendo transportar até 3 tripulantes, tem um peso de 2.835 kg, um comprimento de 2,20 metros, um diâmetro de 2,20 metros e um volume habitável de 4,0 m3. Possui 6 motores de controlo com uma força de 10 kgf que utilizam N2O4 e UDMH como propolentes. O Módulo de Descida permite aos seus tripulantes o uso dos seus fatos espaciais pressurizados durante as fases de lançamento e reentrada atmosférica, estando também equipado com o sistema de controlo do veículo, pára-quedas, janelas e sistema de comunicações. A aterragem é suavidade utilizando um conjunto de foguetões que diminui a velocidade de descida alguns segundos antes do impacto no solo.

Durante o lançamento, acoplagem, separação, reentrada atmosférica e aterragem, o Comandante está sentado no assento central do módulo com os restantes dois tripulantes sentados a cada lado.


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Módulo de Propulsão e Serviço (Priborno-agregatniy Otsek) – Tem um peso de 3.057 kg, um diâmetro base de 2,2 metros e um diâmetro máximo de 2,7 metros. Está equipado com 16 motores de manobra orbital com uma força de 10 kgf cada, e 8 motores de ajustamento orbital também com uma força de 10 kgf. Todos os motores utilizam N2O4 e UDMH como propolentes. O sistema de manobra orbital possui um I.E. de 305 s. O seu sistema eléctrico gera 0,60 kW através de dois painéis solares com uma área de 10,70 m2.

Porém, na realidade, a verificaram-se mais modificações entre as cápsulas Soyuz-119 e Soyuz-12 do que as registadas entre a versão TM e a versão TMA da Soyuz. Assim, a Soyuz TMA pode ser encarada como uma modificação menor da Soyuz TM. Existiam planos para a RSC Energia construir novos modelos da Soyuz, mais precisamente uma versão intermédia denominada

9 Recorde-se que foi a bordo da Soyuz-11 / 7K-OKS n.º 32 (05283 1971-053A) que faleceram os cosmonautas Georgi Timofeyevich Dobrovolski, Vladislav Nikolaievich Volkov e Viktor Ivanovich Patsayev, quando regressavam a 29 de Junho de 1971, de uma estadia recorde a bordo da estação espacial Salyut-1.


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Soyuz TMS e uma versão final denominada Soyuz TMM, apesar de não haver qualquer indicação sobre a possível data e entrada ao serviço destes veículos.

A Soyuz TMS teria computadores melhorados, dois motores de travagem adicionais no seu sistema de aproximação e acoplagem, e os seus pára-quedas poderão ser abertos a mais baixa altitude de forma a aumentar a precisão da aterragem tendo em vista a mudança do local de aterragem para território russo.

Por seu lado a Soyuz TMM teria modificações semelhantes às da Soyuz TMS, além da introdução de um novo sistema de transmissão por satélite (Regul) e um novo sistema de encontro e acoplagem (Kurs-MM). De maior importância seria a sua capacidade de permanecer no espaço por períodos de 380 dias, reduzindo assim de forma excepcional o número de missões. A versão Soyuz TMM estaria equipada também um único computador colocado no Módulo de Descida, ao contrário do que se passa actualmente com a existência de um computador no Módulo de Descida e outro no Módulo de Serviço.


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O foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG O lançador 11A511U-FG Soyuz-FG é uma versão melhorada do foguetão 11A511U Soyuz-U. Esta versão possui motores melhorados e sistemas aviónicos modernizados, além de possuir um número de componentes fabricados fora da Rússia muito reduzido. O 11A511U-FG Soyuz-FG pertence à família do R-7 tendo também tem as designações Sapwood (NATO), SL-4 (departamento de Defesa dos Estados Unidos) e A-2 (Designação Sheldom).

É um veículo de três estágios no qual o primeiro consiste em quatro propulsores laterais a combustível líquido que auxiliam o veículo nos minutos iniciais do voo. O Block A constitui o corpo principal do lançador e está equipado com um

motor RD-118. Tendo um peso bruto de 105.400 kg, este estágio pesa 6875 kg sem combustível e é capaz de desenvolver 101931 kgf no vácuo. Tem um Ies de 311 s (Ies-nm de 245 s) e um Tq de 286 s. Como propolentes usa o LOX e o querosene. O Block A tem um comprimento de 27,8 metros e um diâmetro de 3,0 metros. O motor RD-118 foi desenhado por Valentin Glushko. É capaz de desenvolver uma força de 101931 kgf no vácuo, tendo um Ies de 311 s e um Ies-nm de 245 s. O seu tempo de queima é de 300 s. As suas diferenças de performance em relação ao RD-107 são resultado da utilização na totalidade de componentes russos.


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Em torno do Block A estão colocados quatro propulsores designados Block B, V, G e D. Cada propulsor tem um peso bruto de 44400 kg, pesando 3810 kg sem combustível. Têm um diâmetro de 2,7 metros e um comprimento 19,6 metros, desenvolvendo 104123 kgf no vácuo, tendo um Ies de 310 s e um tempo de queima de 120 s. Cada propulsor está equipado com um motor RD-117 que consome LOX e querosene, desenvolvendo 104123 kgf no vácuo durante 130 s. O seu Ies é de 310 s e o Ies-nm é de 264 s.

O último estágio do lançador é o Block I equipado com um motor RD-0124 (11D451M ou 14D23). Tem um peso bruto de 25500 kg e sem combustível pesa 2355 kg. É capaz de desenvolver 30000 kgf e o seu Ies é de 359 s, tendo um tempo de queima de 3000 s. Tem um comprimento de 6,7 metros, um diâmetro de 2,7 metros, utilizando como combustível o LOX e o querosene. O motor RD-0124 foi desenhado por Semyon Ariyevich Kosberg. Tem um peso de 408 kg e possui quatro câmaras de combustão que desenvolvem uma pressão de 157,00 bar. No vácuo desenvolve uma força de 30000 kgf, tendo um Ies de 359 s e um tempo de queima de 3000 s. Tem um diâmetro de 2,4 metros e um comprimento de 1,6 metros.

O 11A511U-FG Soyuz-FG é capaz de colocar uma carga de 7420 kg numa órbita média a 193 km de altitude e com uma inclinação de 51,8º em relação ao equador terrestre. No total desenvolve uma força de 422500 kgf no lançamento, tendo uma massa total de 305000 kg. O seu comprimento atinge os 46,1 metros e a sua envergadura com os quatro propulsores laterais é de 10,3 metros.

O primeiro lançamento de um veículo 11A511 Soyuz deu-se a 28 de Novembro de 1966 a partir do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Neste dia o lançador 11A511 Soyuz (n.º 1) colocou em órbita o satélite Cosmos 133 Soyuz 7K-OK n.º 2 (02601 1966-107A). Por seu lado o primeiro 11A511U Soyuz-U foi lançado a 18 de Maio de 1973, a partir do Cosmódromo NIIP-53 Plesetsk e colocou em órbita o satélite Cosmos 559 Zenit-4MK (06647 1973-030A). O primeiro desaire com o 11A511U Soyuz-U ocorreu a 23 de Maio de 1974, quando falhou o lançamento de um satélite do tipo Yantar-2K a partir do Cosmódromo NIIP-53 Plesetsk. O primeiro lançamento de um 11A511U-FG Soyuz-FG deu-se a 20 de Maio de 2001, tendo colocado em órbita o cargueiro Progress M1-6 (26773 2001-021A) em direcção à ISS.

Lançamento Data Hora UTC Veículo Lançador Carga 2003-016 26-Abr-03 3:53:52.087 Ya15000-005 Soyuz TMA-2 (27781 2003-016A) 2003-047 18-Out-03 05:38:03 D15000-037 Soyuz TMA-3 (28052 2003-047A) 2004-002 29-Jan-04 11:58:06 D15000-683 Progress M1-11 (28142 2004-002A) 2004-013 19-Abr-04 3:19:00.080 Zh15000-009 Soyuz TMA-4 (28228 2004-013A) 2004-040 14-Out-04 03:06:28 112 Soyuz TMA-5 (28444 2004-040A) 2005-013 15-Abr-05 00:46:25 Zh15000-014 Soyuz TMA-6 (28640 2005-013A) 2005-036 1-Out-05 03:54:53 Zh15000-017 Soyuz TMA-7 (28877 2005-036A) 2006-009 30-Mar-06 2:30:20.076 Zh15000-018 Soyuz TMA-8 (28996 2006-009A) 2006-040 18-Set-06 04:08:42.133 Ts15000-023 Soyuz TMA-9 (29400 2006-040A) 2007-008 7-Abr-07 17:31:14.194 Ts15000-019 Soyuz TMA-10 (31100 2007-008A)

Os últimos dez lançamentos orbitais levados a cabo pelo foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG. Este lançador é também utilizado para missões comerciais equipado com diferentes estágios superior (Fregat ou Ikar). Todos os lançament5os tiveram lugar desde o Cosmódromo GIK-5 Baikonur (LC1 PU-5). Tabela: Rui C. Barbosa.


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Satélites soviéticos de reconhecimento naval10

Os satélites US-P, posteriormente conhecidos pelas iniciais RTR, eram satélites de reconhecimento naval electrónicos normalmente designados EORSAT11. Os satélites utilizavam um radar para seguir as frotas marinhas a partir da órbita terrestre em quaisquer condições atmosféricas e de luminosidade. Estes satélites eram um elemento integrante dos sistemas de armas soviéticos desenvolvidos para a destruição das forças navais e terrestres dos Estados Unidos.

Este sistema utilizava plataformas espaciais para obter a localização das forças inimigas nos mares. As informações sobre a localização dessas forças eram enviadas para aviões, veículos terrestres e submarinos que por sua vez introduziam os dados em mísseis que iriam atacar as forças americanas para lá do horizonte. O sistema teve uma história de desenvolvimento muito complexa com três Desenhadores-Chefe a serem responsáveis pelo seu desenvolvimento. Sendo concebido e desenvolvido pelo Vladimir Chelomei12 entre 1959 e 1964, o sistema foi redesenhado e testado por Anatoli Savin13 entre 1965 e 1969, tendo sido finalizado e colocado ao serviço pelo KB Arsenal a partir de 1969.

Os satélites transportavam reactores nucleares que por várias vezes se despenharam na superfície terrestre causando incidentes internacionais. Além disso, estes satélites tinham a menor fiabilidade e o maior número de problemas de qualidade de todo o programa espacial soviético. No entanto, o sistema permitiu à União Soviética monitorizar o tráfego naval em todos os mares do planeta.

Os satélites US-P eram colocados em órbitas a 420 km de altitude com uma inclinação de 65º por foguetões 11K69 Tsyklon-2. os satélites tinham uma massa de 3300 kg e os sistemas abordo incluíam o sistema técnico de reconhecimento por rádio e os sistemas para camuflagem electrónica e auto-protecção. Um módulo de serviço equipado com um motor mantinha a altitude orbital e levava a cabo a manobra final para retirada de órbita no final da missão.

Desenvolvimento dos satélites US-P Em finais da década de 50, Vladimir Chelomei começou a estudar a utilização da tecnologia dos mísseis de cruzeiro na construção de satélites. Uma família de veículos espaciais, denominada Kosmoplan, seria construída utilizando elementos modulares. Uma variante do Kosmoplan levaria a cabo tarefas de reconhecimento naval através da utilização de radar e seria lançado pelo foguetão UR-200. Em 1959, à medida que Chelomei finalizava estes planos, ele sabia que teria de levar a cabo uma enorme luta com Sergey Korolev14 para ficar com uma parte do programa espacial. Porém, Chelomei adiantara-se a Korolev ao contratar o filho de Nikita Khrushchev como engenheiro para o seu bureau. A 30 de Maio de 1960, Sergey Korolev apresentava á liderança soviética um plano que incluía agora a participação de Chelomei. Um projecto atribuído a Chelomei era denominado US (Upravlenniye Sputnik), um satélite de reconhecimento naval utilizando um reactor nuclear P6 para levar a cabo a detecção activa e localização das embarcações de guerra americanas. Este programa deveria ser desenvolvido entre 1962 e 1964. Chelomei era autorizado pelo Decreto 715-196 de 23 de Junho de 1960 denominado “Sobre a Produção de Vários Veículos

10 Baseado num texto de Mark Wade disponível na Encyclopedia Astronautica em http://www.astronautix.com/craft/usp.htm. 11 EORSAT – Electronic Ocean Reconnaisance SATellite, na sigla em inglês. 12 Vladimir Nikolayevich Chelomei, nascido a 30 de Junho de 1914, faleceu a 8 de Dezembro de 1984. Desenhador-Chefe e Desenhador-Principal do bureau OKB-52 entre 1955 e 1984. Liderou o desenvolvimento dos mísseis de cruzeiro, mísseis balísticos intercontinentais e veículos espaciais. 13 Anatoli Ivanovich Savin, nascido a 6 de Abril de 1920 foi Desenhador-Chefe dos bureaus KB-1 e TsNII Kometa. Especialista em equipamento para os satélites EORSAT soviéticos e para os programas RORSAT e ASAT. 14 Sergei Pavlovich Korolev, nascido a 12 de Janeiro de 1907, faleceu a 14 de Janeiro de 1966. Criou os primeiros foguetões e veículos espaciais soviéticos. Foi retratado durante anos como uma figura legendária e iconográfica, que era o único responsável pelas primeiras vitórias espaciais soviéticas na Corrida Espacial. Ele foi o único responsável pela criação dos primeiros mísseis balísticos de longo alcance, pela criação dos primeiros foguetões, pela criação do primeiro satélite artificial, e por colocar o primeiro ser humano no espaço. A sua morte prematura levou á revelação do seu nome e dos seus feitos, enquanto que os nomes de outros Desenhadores-Chefe permaneciam secretos. Este facto resultou na percepção exagerada de que Korolev ocupava uma única posição central no desenvolvimento dos lançadores e dos veículos espaciais soviéticos. Após o colapso da União Soviética as vidas e papéis de outras figuras importantes tornaram-se conhecidas em maior pormenor, tornando assim possível uma análise mais equilibrada do papel de Korolev.


http://www.astronautix.com/craft/usp.htm

Em Órbita

Lançadores, Satélites e Veículos Espaciais para as Forças Militares Espaciais em 1960-1967”, a completar o projecto inicial dos Kosmoplan não tripulados.

No início dos anos 60 a União Soviética havia desenvolvido mísseis terra-mar de longo alcance mas o problema de localizar o alvo dos mísseis ainda não tinha sido resolvido. A primeira resolução para o desenvolvimento de um sistema derivado do Kosmoplan (MKRT) foi emitida em Março de 1961. O foguetão lançador dos Kosmoplan (UR-200 8K81) foi aprovado para produção a 16 de Março e 1 de Agosto de 1961 pelo Comité Central e Politburo. Os projectos do Kosmoplan e do UR-200 foram finalizados em Julho de 1962 e os voos de ensaio da versão ICBM do UR-200 decorreram entre 4 de Novembro de 1963 e 20 de

Outubro de 1964.

O UR-200 (numa imagem ao lado do arquivo fotográfico do autor) não se destinava somente a ser um lançador para os Kosmoplan (o satélite anti-satélite IS, o satélite US de observação naval equipado com energia nuclear e o veículo de combate Kosmoplan capaz de reentrar na atmosfera), mas também um míssil capaz de transportar uma ogiva termonuclear a uma distância de 12000 km.

A investigação básica sobre o novo conceito foi levada a cabo por vários bureaus e institutos. A pesquisa teórica sobre a órbita ideal para a operação do sistema foi levada a cabo pela Academia de Ciência sobre a direcção de Mstislav Keldysh15. O satélite foi desenvolvido por Chelomei no bureau OKB-52 e por Alexander Raspletin16 no bureau KB-1 MRP.

No dia 18 de Junho de 1964 é estabelecido um novo plano quinquenal para a exploração espacial soviética pelo Ministério da Defesa. O plano faz parte do decreto “Sobre os Programas Espaciais Militares para 1964-69, incluindo o avião espacial R”. O decreto foi publicado pelo Ministro da Defesa Marechal Rodiono Yakovlevich Malinovskiy. Também incluídas neste plano encontravam-se novas versões dos satélites Zenit, Morya-1 (série US), o avião espacial Spiral, o veículo de combate Soyuz-R, para além de outros. É nesta altura que se dá o cancelamento do avião espacial Raketoplan de Chelomei.

A 13 de Outubro de 1964 um golpe de estado retira Nikita Khrushchev do poder e a nova liderança encabeçada por

Leonid Brezhnev era adversa a qualquer projecto que tivesse sido apoiado por Khrushchev e em particular os projectos sobre a direcção de Chelomei. Uma comissão sobre a direcção de Keldysh decidiu cancelar o UR-200 enquanto que o satélite US era agora atribuído ao bureau KB-1. O director para o sistema no KB-1 era Anatoli Savin, que dirigiu um renomeado TsNII Kometa após 1973. O satélite deveria ser totalmente redesenhado e lançado pela versão 11K69 Tsyklon-2 do míssil R-36 de Yangel.

Estava previsto o desenvolvimento de duas versões do satélite. O satélite US-P, utilizando energia solar, iria proporcionar serviços SIGINT17 para a Marinha Soviética e detectar embarcações de uma forma passiva. O veículo seria desenvolvido pelo TsKBM MOM (Chelomei) com o sistema de intercepção a ser desenvolvido pelo TsNII-108. O projecto era dirigido em conjunto pelo Directorado na Marinha para as Forças de Artilharia por Foguetões e pelas Forças Militares Espaciais GUKOS.

A 21 de Julho de 1967 é emitido o Decreto 715-240 “Sobre a Criação dos Sistemas Espaciais para Reconhecimento Naval do qual faz parte o satélite US e o foguetão lançador baseado no R-36 – outros trabalhos no satélite de reconhecimento naval, aprovação dos trabalhos no satélite Yantar-2K e direcção dos trabalhos no veículo TK-VI Zvezda”. Assim toda uma família de veículos Yantar é proposta pelo bureau de Kozlov durante o desenvolvimento inicial. Os satélites Yantar são inicialmente derivados do veículo Soyuz, incluindo os sistemas desenvolvidos para o modelo militar Soyuz-VI. Durante a fase de

15 Mstislav Vsevolodovich Keldysh – nascido a 10 de Fevereiro de 1911, faleceu a 24 de Junho de 1978. Considerado como o principal teórico dos programas de mísseis e espacial soviético, tendo desempenhado um papel crucial em virtualmente todas as decisões sobre o programa espacial até à sua morte. Foi Presidente da Academia de Ciência da URSS entre 1961 e 1975. 16 Aleksandr Andreyevich Raspletin – nascido a 25 de Agosto de 1908, faleceu em 1967. Desenhador-Chefe do bureau KB-1 entre 1953 e 1967, contribuiu para o desenvolvimento dos programas RORSAT, EORSAT e ASAT. 17 SIGINT – SIGnals INTelligence, na prática obtenção de informações pela intercepção de sinais quer seja por intercepção de rádio ou outros meios.


Em Órbita

desenho e desenvolvimento este facto foi-se alterando até se atingir um ponto onde os pontos em comum entre os dois veículos eram muito escassos.

Após numerosos problemas com os voos de ensaio do veículo 7K-OK Soyuz, Kozlov ordenou um redesenho completo do veículo militar tripulado 7K-VI. O novo veículo, com uma tripulação composta por dois elementos, teria uma massa total de 6600 kg e poderia operar durante um mês em órbita terrestre. Um novo desenho alterava a posição dos módulos de descida e orbital Soyuz, sendo no entanto 300 kg mais pesada do que a capacidade do foguetão lançador 11A511 Soyuz. Por esta razão Kozlov desenhou uma nova variante do lançador Soyuz, o foguetão 11A511M Soyuz-M. O projecto foi aprovado pelo Comité Central do Partido Comunista com o primeiro voo previsto para 1968 e com as operações previstas para terem início em 1969. O novo foguetão, cjas alterações me relação á variante básica do lançador Soyuz são desconhecidas, nunca entrou em fase de produção.

Em finais dos anos 60 o desenvolvimento do satélite RTR estava quase finalizado, incluindo a realização desde 1965 de voos de teste de modelos e de protótipos experimentais equipado com sistemas de orientação, estabilização e controlo por rádio. Porém, o desenvolvimento do principal sistema de radar ainda não tinha sido finalizado e não estava disponível para os voos de ensaio. Finalmente foi decidido que o bureau de Chelomei (NPO Mash) não possuía os recursos para finalizar o projecto e além do mais o seu bureau estava encarregue do desenvolvimento das estações espaciais Almaz e DOS. Assim, o ministro Afanaseyev decidiu transferir todo o projecto para o bureau NPO Arsenal em Maio de 1969. Este bureau tinha provado a sua eficiência no desenvolvimento dos mísseis balísticos de combustível sólido RT-2, RT-5 e D-II, além de possuir uma grande quantidade de locais de testes que poderiam ser utilizados para o desenvolvimento do sistema.

Os trabalhos no NPO Arsenal iniciaram-se com a entrega de toda a documentação relacionada com os veículos. O novo bureau ficou responsável pela produção em série e desenvolvimento de novas variantes do satélite.

Nesta fase o sistema MKRTs ainda consistia de dois satélites. O RTR /US-P) era um sistema de obtenção electrónica de dados em órbita equipado com uma unidade electrónica solar. A documentação técnica do RTR era praticamente não existente e um colectivo foi formado para fornecer os desenhos do RTR por altura do primeiro trimestre de 1970. Este colectivo era dirigido por V. F. Kalabin. Ye. K. Ivanov era Chefe do bureau e Director da fábrica no KB Arsenal. Os engenheiros responsáveis pelo MKRTs eram N. N. Kazakov e I. A. Abramov.

O desenvolvimento deste sistema representou toda uma nova área para o KB Arsenal e foi necessário que o bureau dominasse a nova tecnologia electrónica. No entanto em finais de 1970 o primeiro veículo de ensaio estava pronto para o lançamento e o sistema RLS encontrava-se na fase de ensaios estáticos. Durante 1971 e 1972 toda a pesquisa e testes de qualificação foram finalizados. Os voos de teste do RTR foram iniciados em 1974 e todos foram bem sucedidos com o sistema a ser aceite para utilização militar em 1978.

Entre 1979 e 1989 foi levada a cabo uma modernização faseada no MKRTs, proporcionando melhor precisão, localização dos alvos e capacidade de observação imediata. Toda a superfície oceânica encontrava-se sobre monitorização constante, um feito não alcançado por qualquer outro sistema. A efectividade do sistema foi provada durante a Guerra das Malvinas em 1982, quando o MKRTs monitorizou as forças navais britânicas e foi capaz de avisar o comando naval soviético do exacto momento da chegada das forças britânicas.

Os satélites tinham uma massa de 3300 kg e operavam numa órbita circular típica a 420 km de altitude com uma inclinação de 65º.


Em Órbita

Nome Desig. Int. NORAD Data Lançamento

Apogeu (km)

Perigeu (km)

Inc. Orb. (º)

Per. Orb. (min) Reentrada

Cosmos 69918 1974-103A 07587 24-Dez-74 183 168 65,01 88,00 16-Out-77 Cosmos 77719 1975-102A 08416 29-Out-75 256 241 65,11 89,48 3-Jun-76 Cosmos 83820 1976-063A 08932 2-Jul-76 443 414 65,06 93,15 23-Ago-77 Cosmos 868 1976-113A 09561 26-Nov-76 212 191 64,99 88,52 8-Jul-78 Cosmos 937 1977-077A 10278 24-Ago-77 218 164 65,02 88,72 19-Out-78

Cosmos 1094 1979-033A 11333 18-Abr-79 164 147 65,05 87,60 7-Nov-79 Cosmos 1096 1979-036A 11346 15-Abr-79 265 265 65,06 89,62 24-Nov-79 Cosmos 1167 1980-021A 11729 14-Mar-80 182 169 64,98 88,00 1-Out-81 Cosmos 1220 1980-089A 12054 4-Nov-80 529 477 64,97 94,68 Cosmos 1260 1981-028A 12364 20-Mar-81 175 154 64,96 87,78 17-Mar-80 Cosmos 1286 1981-072A 12631 4-Ago-81 227 208 64,99 88-85 16-Out-82

Cosmos 130621 1981-089A 12828 14-Set-81 405 380 64,94 92,41 16-Jul-82 Cosmos 1337 1982-010A 13061 11-Fev-82 413 149 65,00 87,71 25-Jul-82 Cosmos 1355 1982-038A 13150 29-Abr-82 183 166 65,02 87,98 7-Mar-84 Cosmos 1405 1982-088A 13508 4-Set-82 174 165 64,99 87,88 5-Fev-84 Cosmos 1461 1983-044A 14064 7-Mai-83 709 544 65,01 97,23 Cosmos 1507 1983-110A 14455 29-Out-83 183 162 65,02 87,94 19-Ago-87 Cosmos 1567 1984-053A 15009 30-Mai-84 175 161 64,99 87,86 3-Abr-88 Cosmos 1588 1984-083A 15167 7-Ago-84 166 156 64,99 87,71 17-Fev-88 Cosmos 1625 1985-008A 15492 23-Jan-85 236 103 65,00 87,88 25-Jan-85 Cosmos 1646 1985-030A 15653 18-Abr-85 200 184 65,02 88,33 12-Mai-88 Cosmos 1682 1985-082A 16054 19-Set-85 219 191 64,98 88,59 17-Mai-88 Cosmos 1735 1986-021A 16620 27-Fev-86 175 161 64,99 87,86 17-Nov-88 Cosmos 1737 1986-025A 16648 25-Mar-86 429 416 73,35 93,03 3-Dez-86 Cosmos 1769 1986-059A 16895 4-Ago-86 182 161 64,99 87,92 18-Fev-88 Cosmos 1834 1987-031A 17847 8-Abr-87 178 150 65,01 87,76 14-Out-88 Cosmos 1890 1987-086A 18396 10-Out-87 255 174 64,98 88,80 26-Dez-88 Cosmos 1949 1988-045A 19193 28-Mai-88 176 151 64,97 87,76 23-Abr-90 Cosmos 1979 1988-101A 19647 18-Nov-88 173 129 64,94 87,51 25-Dez-89 Cosmos 2033 1989-058A 20147 24-Jul-89 153 124 65,01 87,25 6-Jan-91 Cosmos 2046 1989-079A 20259 27-Set-89 185 152 64,99 87,86 16-Abr-91 Cosmos 2051 1989-092A 20334 24-Nov-89 126 116 64,84 86,90 21-Jan-91 Cosmos 2060 1990-022A 20525 20-Mar-90 165 122 64,97 87,36 1-Set-91 Cosmos 2096 1990-075A 20765 23-Ago-90 167 139 64,97 87,54 30-Ago-92 Cosmos 2103 1990-096A 20933 14-Nov-90 186 176 64,99 88,11 3-Abr-91 Cosmos 2107 1990-108A 20985 4-Dez-90 177 136 64,99 87,61 6-Abr-92 Cosmos 2122 1991-005A 21065 18-Jan-91 170 140 64,96 87,59 28-Mar-93

Lista completa dos satélites US-P colocados em órbita. Todos os lançamentos foram levados a cabo desde o Complexo de Lançamento LC90 do Cosmódromo GIK-5 Baikonur por foguetões 11K69 Tsyklon-2. Tabela: Rui C. Barbosa.

18 Parece ter explodido a 17 de Abril de 1975. 19 Parece ter explodido em Janeiro de 1976. 20 Parece ter explodido em Junho/Julho de 1976. 21 Substituiu o satélite Cosmos 1260.


Em Órbita

Emblemas espaciais Ao longo dos mais de 40 anos de história do voo espacial tripulado, quase todas a missões espaciais tiveram os seus emblemas que representavam os objectivos dessa missão. Nesta secção do Em Órbita passamos em revista meses um pouco da História dos emblemas espaciais, desde as missões tripuladas até aos voos automáticos que permitiram ao ser humano descobrir os segredos dos Cosmos e abrir a auto-estrada que um dia nos levará às estrelas.

Gemini GT-IXA O emblema da missão espacial Gemini Titan-IXA GT-IXA tem a forma de um escudo mostrando o perfil de uma cápsula Gemini acoplada com um estágio Agena juntamente com um astronauta em actividade extraveícular cujo cordão umbilical desenha o número ‘9’.

Na realidade o estágio Agena acabou por se perder devido a um lançamento falhado e a ogiva de protecção do veículo de substituição (alvo ATDA) não se separou gorando a tentativa de acoplagem em órbita.

Enquanto que a designação da missão foi alterada para ‘IXA’, reflectindo assim a sua substituição e a alteração nos objectivos da missão, o emblema da missão não foi alterado.

De notar que esta foi a primeira missão espacial a ser tripulada pela sua tripulação suplente devido á morte da tripulação principal (Charles A. Bassett II and Elliot M.

See) num acidente aéreo. Não se sabe se Charles Bassett e Elliot See tiveram alguma influência no desenho do emblema para esta missão. Quando Thomas Stafford e Eugene Cernan voltaram a fazer parte da mesma tripulação, o emblema dessa missão voltou a ter a forma de um escudo (talvez em memória de Bassett e See?) e os dois desenhos são muito semelhantes.

A missão Gemini-IXA foi lançada a 3 de Junho de 1966 (1339:33.335UTC) e terminou a 6 de Junho de 1966 com uma amaragem no Oceano Atlântico, tendo uma duração de 3 dias 00 horas 21 minutos e 00 segundos. O lançamento foi levado a cabo por um foguetão Titan-II GLV (GT-IXA) a partir do Complexo de Lançamento LC-19.A bordo encontravam-se os astronautas Thomas Patten Stafford e Eugene Andrew Cernan.


Em Órbita

Lançamentos Orbitais

Maio de 2007 Em Maio de 2007 registaram-se seis lançamentos orbitais dos quais se colocaram em órbita 11 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até 31 de Maio foram realizados 4.499 lançamentos orbitais, 365 lançamentos foram registados neste mês, o que corresponde a 8,11% do total e a uma média de 7,60 lançamentos orbitais por ano neste mês. É no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (448 lançamentos que correspondem a 9,96% do total), sendo o mês de Janeiro o mês no qual se verificam menos lançamentos orbitais (274 lançamentos que correspondem a 6,09% do total).

Lançamentos orbitais em Maio desde 1957

01

02

0

46

3

9 9

13

68

3

13

6

1011111111

13

98

1112

1112

89 9

12

78

7

46 6 6

7 78

7 75

64

54 4

6

02468

1012141618

1957

1959

1961

1963

1965

1967

1969

1971

1973

1975

1977

1979

1981

1983

1985

1987

1989

1991

1993

1995

1997

1999

2001

2003

2005

2007

Ano

Lanç

amen

tos

Total de lançamentos orbitais 1957 / 2007 (Maio)

28

1419

3572

5587

112 11

812

711

911

0 114 12

010

6 109

106

125 12

812

412

410

610

512

312

1 127 129

121

103 11

0 116

101

116

8895

7989

75 7386

7773

8258

62 6153 52

6321

0

20

40

60

80

100

120

140

1957

1959

1961

1963

1965

1967

1969

1971

1973

1975

1977

1979

1981

1983

1985

1987

1989

1991

1993

1995

1997

1999

2001

2003

2005

2007

Ano

Lanç

amen

tos


Em Órbita


Em Órbita

A missão V176 da Arianespace

Ao colocar em órbita maias dois satélites de comunicações (o luxemburguês Astra-1L e o americano Galaxy-17), a Arianespace vem consolidar a sua posição dominante no lucrativo mercado internacional do lançamento de satélites. Esta foi a segunda missão da Arianespace em 2007.

Astra-1L e Galaxy-17 No decorrer do 6º World Summit on Space Transportation Business, a Arianespace anunciava que havia sido eleita pela PamAmSat, entretanto adquirida pela Intelsat, para colocar em órbita o satélite Galaxy-17 com um lançamento previsto então para ter lugar em finais de 2006. O Galaxy-17 foi construído pela Thales Alenia Space tendo por base o modelo Spacebus 3000B3. O satélite, com uma massa inicial de 4100 kg, está equipado com 24 repetidores em banda-Ku e 24 repetidores em banda-C que serão utilizados para fornecer serviços de televisão e telefonia para a América do Norte durante um período de vida activa de 15 anos.

O Astra-1L foi construído pela Lockheed Martin baseado no modelo A2100AX. Com uma massa no lançamento de 4497,5 kg, o Astra-1L está equipado com 24 repetidores em banda-Ku e 2 repetidores em banda-Ka. O satélite será utilizado para a transmissão directa de sinal de TV para receptores domésticos na Europa. O Astra-1L junta-se a uma frota de satélites em órbita operados pela SES ASTRA (Luxemburgo) que transmite mais de 1800 canais de televisão e rádio para mais de 109 milhões de casas na Europa.

Em cima: o satélite Astra-1L na fase de integração com o estágio superior do foguetão lançador Ariane-5ECA. À direita em cima: o satélite Galaxy-17 é deslocado para a zona de verificação no interior do edifício S5C. À direita em baixo: a posição relativa dos dois satélites no interior da ogiva do foguetão lançador Imagens: Arianespace.


Em Órbita

O Ariane-5ECA O super lançador europeu Ariane-5ECA é um lançador a dois estágios, auxiliados por dois propulsores laterais a combustível sólido. O Ariane-5ECA tem um peso bruto de 777000 kg, podendo colocar 16000 kg numa órbita a 405 km de altitude com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre ou então 10500 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento desenvolve 1566000 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 278330 kg, pesando 38200 kg sem combustível e desenvolvendo 660000 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).

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 Ariane-5ECA, H173 (Ariane-5 EPC “Etage Principal Cryotechnique”), que tem um comprimento de 30,5 metros e um diâmetro de 5,46 metros. Tem um peso bruto de 186000 kg e um peso sem combustível de 12700 kg. No lançamento desenvolve 113600 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 1800 kg, diâmetro de 2,1 metros e comprimento de 3,5 metros) é capaz de desenvolver 132563 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 15200 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.

O segundo estágio ESC-A, desenvolvido pela Astrium GmbH, tem um comprimento de 9,0 metros, um diâmetro de 5,5 metros, um peso bruto de 16500 kg e um peso sem combustível de 2100 kg. No lançamento desenvolve 6600 kgf (vácuo), com um Ies de 446 s e um Tq de 960 s. O seu motor HM-7B (com peso de 155 kg, um diâmetro de 2,7 metros e um comprimento de 2,0 metros) é capaz de desenvolver 6.394 kgf no vácuo, com um Ies 446 s e um Tq de 731 s. Consome LOX e LH2. O HM-7B, desenvolvido pela Snecma, também era utilizado no terceiro estágio dos lançadores Ariane-4, bem como o tanque de oxigénio líquido. Este estágio pode transportar 14000 kg de propolente criogénico e permite ao Ariane-5ECA colocar 10000 kg em órbitas de transferência para a órbita geossíncrona, em missões onde transporta duas cargas utilizando o adaptador Sylda, ou então 10500 kg de carga para a mesma órbita quando se trata de um único satélite.

Em outras versões do Ariane-5 (Ariane-5 ESC-B) o segundo estágio será o ESC-B que pode transportar até 25000 kg de propolente para o novo motor Vinci, capaz de executar múltiplas ignições em órbita. O Vinci terá uma força de 15500 t, sendo um motor de alta performance e fiabilidade. A sua tubeira extensível dará ao motor um Ies de 464 s no vácuo. A capacidade do Ariane-5 aumentará para 11000 kg quando se trate de colocar em órbita geossíncrona satélites utilizando o adaptador Spelda ou então de 12000 kg para um único satélite.


Em Órbita

As ogivas de protecção da carga no Ariane-5ECA (e da versão original do Ariane-5) são construídas pela Contraves Space e existem três versões consoante o tamanho dos satélites a serem transportados. As diferentes versões das ogivas têm 12,73 metros, 13,81 metros ou 17,00 metros de comprimento, com uma massa que varia entre os 2000 kg e os 2900 kg. No interior da ogiva os satélites são transportados no adaptador Sylda, caso se trate do lançamento de dois ou mais satélites. O Sylda é construído pela Astrium GmbH e existem sete versões com uma altura que varia entre os 4,6 metros e os 6,4 metros, e um peso entre os 400 kg e os 500 kg.

Lançamento Missão Veículo lançador Data de Lançamento Hora Satélites

2002-F03 V157 L514 11-Dez-02 22:21:25 Hot Bird-4

Stentor Ballast

2005-005 V164 L521 'City of Bremen' 12-Fev-05 21:03:01

XTAR-EUR (25842 2005-005A) Sloshsat-FLEVO (28544 2005-005C)

MaqSat-B2 (25843 2005-005B)

2005-046 V167 L522 16-Nov-05 23:46:00 Telkom-2 (28902 2005-046A) Spaceway-F2 (28903 2005-046B)

2006-007 V170 L527 11-Mar-06 22:33:00 Spainsat (28945 2006-007A) Hot Bird-7A (28946 2006-007B)

2006-020 V171 L528 27-Mai-06 21:09:00 Satmex-6 (29162 2006-020A) Thaicom-5 (29163 2006-020B)

2006-033 V172 L531 11-Ago-06 22:15:00 JCSat-10 (29272 2006-033A) Syracuse-3B (29273 2006-033B)

2006-043 V173 L533 13-Out-06 20:56:07 DirecTV-9S (29494 2006-043A) Optus D-1 (29495 2006-043B) LDREX-2 (29496 2006-043C)

2006-054 V174 L534 'Ciutat de Barcelona' 8-Dez-06 22:08:00 Wildblue-1 (29643 2006-054A)

AMC-18 (29644 2006-054B)

2007-007 V175 L535 11-Mar-07 22:02:00 Insat-4B (30793 2007-007A) Skynet-5A (30794 2007-007B)

2007-016 V176 L536 4-Mai-07 22:29:00 Astra-1L (31306 2007-016A) Galaxy-17 (31307 2007-016B)

Esta tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA. Tabela: Rui C. Barbosa.

Lançamento da missão V176 Os componentes do foguetão Ariane-5ECA (L536) chegaram ao porto de Pariacabo, perto de Kourou, no dia 7 de Março de 2007. Os componentes foram transportados numa viagem transatlântica pelo navio MN Colibri. Depois de serem descarregados do navio de transporte, os componentes do lançador foram transportados por terra para as instalações de processamento do CSG Kourou onde foram analisadas e testadas no interior do edifício de integração do lançador. Após ser colocado sobre a plataforma móvel de lançamento, ao estágio criogénico foram acoplados os dois propulsores laterais de combustível sólido que auxiliam o lançador na fase inicial do lançamento.

Após a colocação dos dois propulsores iniciaram-se os preparativos para a colocação do estágio superior ESC-A e do módulo de equipamento que transporta os sistemas eléctricos e de controlo de voo do lançador, incluindo dois computadores, duas unidades de orientação inercial, componentes electrónicos de sequenciamento, equipamento de telemetria e de fornecimento de energia. Estes trabalhos foram finalizados a 16 de Março e são levados a cabo por uma equipa de técnicos da EADS Astrium que é o principal contratante industrial para o Ariane-5. A Arianespace tem a responsabilidade da integração dos satélites, verificação final do veículo e lançamento.

Terminada a colocação do módulo de serviço e da verificação do lançador, este é transportado para o edifício de montagem final onde serão colocados os dois satélites destinados a esta missão. Entretanto a 29 de Março iniciavam-se os testes e verificação do satélite Astra-1L que chegara a bordo de um avião Antonov An-124 ao aeroporto internacional Rochambeau, em Cayenne. O segundo passageiro para este voo da Arianespace, o satélite Galaxy-17, chegaria a Kourou na semana seguinte.

O abastecimento do satélite Astra-1L teve lugar a 9 de Abril no interior das instalações do edifício S5C. Este edifício permite o processamento de múltiplas cargas em preparação para o lançamento. A transferência do Ariane-5EVA (L536) para o edifício de montagem final ocorreu a 10 de Abril. Este edifício encontra-se a 2,5 km do edifício de processamento S5C. O abastecimento do satélite Galaxy-17 foi finalizado a 17 de Abril.


Em Órbita

A integração final para a missão V176 teve início a 20 de Abril com a colocação do satélite Astra-1L no topo do sistema adaptador Sylda. Posteriormente o conjunto foi colocado no interior da ogiva de protecção do foguetão lançador que por sua vez foi elevada para os níveis superiores do edifício de montagem final e colocada sobre o satélite Galaxy-17 que por sua vez foi acoplado ao estágio central do foguetão lançador.

A 1 de Maio foi levada a cabo uma reunião que analisou os preparativos para a segunda missão da Arianespace em 2007. Nesta reunião são verificados os preparativos não só do lançador e da sua carga, mas também a infra-estrutura do CSG Kourou e a rede de estações que irão acompanhar o lançamento. No final da reunião foi autorizado o transporte do foguetão lançador para a Plataforma de Lançamento ELA3 que acabou por ter lugar no dia 2 de Maio. Nesta altura o lançamento estava previsto para ter lugar no início de uma janela de lançamento que decorria entre as 2229UTC e as 2313UTC do dia 3 de Maio.

A 3 de Maio o lançamento acabaria por ser adiado pelas 2246UTC a T-7m devido ás más condições atmosféricas, nomeadamente à ocorrência de fortes ventos a grande altitude. Após o adiamento procedeu-se ao esvaziamento dos depósitos criogénicos do lançador e preparou-se o veículo para um adiamento de 24 horas. A missão seria novamente agendada para o dia 4 de Maio com uma janela de lançamento a decorrer entre as 2229UTC e as 2313UTC.

Pelas 2222UTC (T-7m) do dia 4 de Maio dava-se início á Sequência Sincronizada na qual dois computadores controlaram a fase final da contagem decrescente para preparar o lançador e os sistemas no solo para o lançamento. Existem dois computadores que controlam esta fase, estando um localizado a bordo do Ariane-5ECA e um outro redundante no complexo de lançamento ELA3.

Com os níveis de oxigénio líquido e hidrogénio líquido nos níveis necessários para a missão, procedeu-se á pressurização dos dois tanques criogénicos às 2225UTC (T-4m). A hora do lançamento foi introduzida no sistema principal de computadores do lançador às 2226UTC (T-3m) e às 2227UTC (T-2m) eram abertas as válvulas do sistema de abastecimento do motor Vulcain.

Ás 2228UTC (T-50s), o lançador começava a utilizar as suas baterias internas para o fornecimento de energia e a T-37s (2229UTC) era iniciada a sequência automática de ignição, com o sistema de supressão de água a ser aberto a T-30s. A T-22s o controlo das operações de lançamento era transferido para o computador a bordo do Ariane-5ECA. A T-6s foi possível se observar a entrada em funcionamento do sistema de eliminação de hidrogénio residual por debaixo do motor Vulcain. Este sistema tem como função queimar qualquer resíduo de hidrogénio que se possa ter escapado. A T-3s os sistemas de bordo controlam o lançador e os dois sistemas de orientação inercial passam para o modo de voo. A ignição do motor Vulcain ocorre a T=0s sendo verificado entre T+4s e T+7s, altura em que, não se tendo registado qualquer problema, se deu a ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido (T+7,3s). O lançamento do Ariane-5ECA (V176/L536) ocorria às 2229UTC,


Em Órbita

A T+35s o foguetão lançador já havia levado a cabo as manobras de rotação e translação que o colocaram numa trajectória em direcção a Este para a órbita geossíncrona, atingindo os 32 km de altitude pelas 2230UTC. A separação dos dois propulsores laterais de combustível líquido ocorria às 2231UTC (T+2m 24s) com o veículo a continuar a sua missão propulsionado pelo motor Vulcain-2. A separação da ogiva de protecção ocorria a T+3m 30s (2232UTC) pois deixara de ser necessária após o lançador passar a parte mais densa da atmosfera terrestre.

Pelas 2233UTC (T+4m) o lançador encontrava-se a uma altitude de 135 km e viajava a uma velocidade de 2,5 km/s. O seguinte gráfico mostra as diferentes fases do lançamento.

0200400600800

1000120014001600180020002200

1:40

:00

5:00

:00

8:20

:00

11:4

0:00

15:0

0:00

18:2

0:00

21:4

0:00

25:0

0:00

28:2

0:00

31:4

0:00

Tempo decorrido (m:s)

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

Velocidade (km/s) Altitude (km)

Ariane-5ECA (V176/L536) / Astra-1L; Galaxy-17Variação da altitude e da velocidade com T+ (m:s)

Vel

ocid

ade

(km

/s)

Alti

tude

(km

)

Entre T+7m (2236UTC) e T+16m (2245UTC) o lançador ganha velocidade ao nivelar o seu ganho em altitude.

Entretanto pelas 2238UTC (T+9m 1s) dá-se o final da queima e separação do estágio criogénico e pelas 2238UTC (T+9m 12s) o estágio ESC-A entra em ignição que terminará pelas 2253UTC (T+24m 45s).

Após o final da ignição do estágio ESC-A, o conjunto procedeu à sua orientação de atitude em preparação para a separação do primeiro satélite A separação do satélite Astra-1L tem lugar às 2256UTC (T+27m 5s), seguindo-se a separação do adaptador Sylda às 2258UTC (T+29m 26s). Finalmente, e mais uma vez após a orientação da atitude do conjunto, a separação do satélite Galaxy-17 ocorre às 2304UTC (T+32m 45s).


Em Órbita

Os parâmetros orbitais médios na separação dos satélites eram de um perigeu a 248,2 km de altitude (tal como previsto), apogeu a 35958 km de altitude (previa-se um apogeu a 35947 km de altitude comum erro de +/- 160 km) e uma inclinação orbital de 5,9º (previa-se uma inclinação de 6,0º e tendo em conta um erro de +/-0,06º). Os dois satélites levaram a cabo uma série de manobras orbitais para atingir as suas localizações definitivas na órbita geossíncrona. Os seguintes parâmetros orbitais referem-se ao satélite Astra-1L que se posicionaria a 19,2º longitude Este:

Data Perigeu (km) Apogeu (km) Inclinação Orbital (º) Período Orbital (min)

04 / Mai 270 35804 6.01 632.77

04 / Mai 273 35770 6.02 632.17

04 / Mai 248 35958 5.90 635.35

04 / Mai 270 35804 6.01 632.77

04 / Mai 273 35770 6.02 632.17

05 / Mai 265 35793 6.02 632.46

06 / Mai 1954 35782 4.84 665.35

07 / Mai 4956 35784 3.72 725.60

08 / Mai 12078 35764 1.78 874.78

10 / Mai 18777 35762 0.93 1023.74

11 / Mai 27882 35753 0.30 1238.18

11 / Mai 27928 35764 0.29 1239.55

11 / Mai 35704 35785 0.14 1433.97

16 / Mai 35772 35790 0.15 1435.79

17 / Mai 35777 35796 0.12 1436.08

Os seguintes parâmetros orbitais referem-se ao satélite Galaxy-17:

Data Perigeu (km) Apogeu (km) Inclinação Orbital (º) Período Orbital (min)

04 / Mai 248 35958 5.90 635.35

07 / Mai 261 35773 6.04 631.99

09 / Mai 31579 35815 0.21 1330.67

10 / Mai 35541 35820 0.04 1430.68

11 / Mai 35535 35787 0.05 1429.69

12 / Mai 35527 35815 0.05 1430.19

13 / Mai 35531 35777 0.06 1429.33

15 / Mai 35636 35774 0.05 1431.94

16 / Mai 35743 35777 0.06 1434.75

17 / Mai 35783 35786 0.05 1435.97

Os parâmetros orbitais do satélite Astra-1L após o seu lançamento e nos dias seguintes. Dados: Antonin Vitek. Tabela Rui C. Barbosa.

Os parâmetros orbitais do satélite Galaxy-17 após o seu lançamento e nos dias seguintes. Dados: Antonin Vitek. Tabela Rui C. Barbosa.


Em Órbita

Serviço de carga para a ISS, o Progress M-60 Dependendo em grande parte dos cargueiros espaciais russos para se manter operacional em órbita terrestre, a ISS recebeu a visita de mais um Progress M em Maio de 2007. A missão ISS-25P foi lançada desde o Cosmódromo GIK-5 Baikonur no dia 12 de Maio sendo a continuação de um sucesso iniciado a 20 de Janeiro de 1978 com a colocação em órbita do Progress-1 (10603 1978-008A).

De novo a NASA decidiu designar um veículo pertencente a outra nação com uma designação que não corresponde á verdade. Sendo esta a missão ISS-25P, a NASA designa este cargueiro como Progress-25. Na realidade o cargueiro Progress-25 ‘7K-TG n.º 134’ (16645 1986-023A) foi lançado às 1008:25UTC do dia 19 de Março de 1986 por um foguetão 11A511U2 Soyuz-U2 (B15000-010) a partir da Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 do Cosmódromo NIIP-522 Baikonur, tendo acoplado às 1116UTC do dia 21 de Março com a estação espacial Mir, sendo este o primeiro veículo de carga a acoplar com a então nova estação espacial. O Progress-25 separar-se-ia da Mir a 20 de Abril e reentraria na atmosfera terrestre pelas 1940UTC desse mesmo dia.

Os cargueiros Progress M

Ao abandonar o seu programa lunar tripulado a União Soviética prosseguiu o seu programa espacial ao colocar sucessivamente em órbita terrestre uma série de estações espaciais tripuladas nas quais os cosmonautas soviéticos e posteriormente russos estabeleceram recordes de permanência no espaço. Começando inicialmente com estadias de curtas semanas e passando posteriormente para longos meses, os cosmonautas soviéticos eram abastecidos no início pelas tripulações que os visitavam em órbita, mas desde cedo, e começando com a Salyut-6, a União Soviética iniciou a utilização dos veículos espaciais de carga Progress. Os Progress representaram um grande avanço nas longas permanências em órbita, pois permitiam transportar para as estações espaciais víveres, instrumentação, água,

combustível, etc. Os cargueiros são também utilizados para elevar as órbitas das estações, para descartar o lixo produzido a bordo dos postos orbitais e para a realização de diversas experiências científicas.

Ao longo de mais de 30 anos foram colocados em órbitas dezenas de veículos deste tipo que são baseados no mesmo modelo das cápsulas tripuladas Soyuz e que têm vindo a sofrer alterações e melhorias desde então.

A versão carga da Soyuz

O cargueiro 11F615A55 (7K-TGM) n.º 360 foi o 116º cargueiro russo a ser colocado em órbita, dos quais 43 foram do tipo Progress (incluindo o cargueiro Cosmos 1669), 60 do tipo Progress M e 11 do tipo Progress M1. Os Progress 1 a 12 serviram a estação orbital Salyut-6; os Progress 13 a 24 e o Cosmos 1669 serviram a estação orbital Salyut-7; os Progress 25 a 42, Progress M a M-43 e Progress M1-1, M1-2 e M1-5 serviram a estação orbital Mir. O cargueiro Progress M-SO1 também foi utilizado para transportar carga para a ISS ao mesmo tempo que servia para adicionar o módulo Pirs.

O cargueiro Progress M-60 chega ao Cosmódromo GIK-5 Baikonur para iniciar os preparativos finais para o seu lançamento. Imagem: RKK Energiya.

22 NIIP - Nauchno-Issledovatelskiy Ispytatelny Poligon (Polígono Estadual de Pesquisa Científica).


Em Órbita

O veículo Progress M é uma versão modificada do modelo original do cargueiro 7K-TG Progress (11F615A15), com um novo módulo de serviço e com sistemas de acoplagem adaptados da 7K-ST Soyuz T (11F732). Com os Progress M deixaram de ser utilizados os modelos do sistema de escape de emergência que eram utilizados anteriormente de forma a manter o equilíbrio aerodinâmico do lançador. Tal como os outros tipos de cargueiros, o Progress M é constituído por três módulos:

• Módulo de Carga GO “Gruzovoi Otsek” (com um comprimento de 3,0 metros, um diâmetro de 2,3 metros e um peso de 2.520 kg) com um sistema de acoplagem e está equipado com duas antenas tipo Kurs;

• Módulo de Reabastecimento OKD “Otsek Komponentov Dozapravki” (com um comprimento de 2,2 metros, um diâmetro de 2,2 metros e um peso de 1.980 kg) destinado ao transporte de combustível para as estações espaciais;

• Módulo de Serviço PAO “Priborno-Agregatniy Otsek“ (com um comprimento de 2,3 metros, um diâmetro de 2,1 metros e um peso de 2.950 kg) que contém os motores do veículo tanto para propulsão como para manobras orbitais. O seu aspecto exterior é muito semelhante ao dos veículos tripulados da série 17K-STM Soyuz TM (11F732).

A seguinte tabela indica os últimos 10 cargueiros Progress M colocados em órbita:

Progress Nº de Série NORAD Desig. Inter. Lançamento Acoplagem Separação Reentrada M-51 (16P) 351 28503 2004-051A 23-Dez-04 25-Dez-04 27-Fev-05 9-Mar-05 M-52 (17P) 352 28624 2005-007A 28-Fev-05 2-Mar-04 16-Jun-05 16-Jun-05 M-53 (18P) 353 28700 2005-021A 16-Jun-05 19-Jun-04 7-Set-05 7-Set-05 M-54 (19P) 354 28866 2005-035A 8-Set-05 10-Set-05 3-Mar-06 3-Mar-06 M-55 (20P) 355 28906 2005-047A 21-Dez-05 23-Dez-05 19-Jun-06 19-Jun-06 M-56 (21P) 356 29057 2006-013A 24-Abr-06 26-Abr-06 19-Set-06 19-Set-06 M-57 (22P) 357 29245 2006-025A 24-Jun-06 26-Jun-06 16-Jan-07 17-Jan-07 M-58 (23P) 358 29503 2006-045A 23-Out-06 26-Out-06 27-Mar-07 27-Mar-07M-59 (24P) 359 29714 2007-002A 18-Jan-07 20-Jan-07 - - M-60 (25P) 360 31393 2007-017A 12-Mai-07 15-Mai-07 - -

O venerável 11A511U Soyuz-U O foguetão 11A511U Soyuz-U é a versão do lançador 11A511 Soyuz, mais utilizada pela Rússia para colocar em órbita os mais variados tipos de satélites. Pertencente à família do R-7, o Soyuz-U também tem as designações SS-6 Sapwood (NATO), SL-4 (departamento de Defesa dos Estados Unidos), A-2 (Designação Sheldom).

O Soyuz-U é fabricado pelo Centro Espacial Estatal Progress de Produção e Pesquisa em Foguetões (TsSKB Progress) em Samara, sobre contrato com a agência espacial russa.

No total já foram lançados 722 veículos deste tipo dos quais somente 19 falharam, tendo assim uma fiabilidade de 97,4%.

O foguetão 11A511U Soyuz-U com o cargueiro Progress M tem um peso de 313000 kg no lançamento,

pesando aproximadamente 297000 kg sem a sua carga. Sem combustível o veículo atinge os 26500 kg (contando com a ogiva de protecção da carga). O foguetão tem uma altura máxima de 36,5 metros (sem o módulo orbital). É capaz de colocar uma carga de 6855 kg numa órbita média a 220 km de altitude e com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre. No total

Esta tabela indica os últimos dez lançamentos dos cargueiros Progress M. Todos os lançamentos foram levados a cabo desde o Cosmódromo GIK-5 Baikonur por foguetões 11A511U Soyuz-U e tiveram como destino a estação espacial internacional ISS. O veículo Progress M-59 permanece acoplado à ISS. Tabela: Rui C. Barbosa.

O cargueiro Progress M-59 é acoplado com o compartimento de transferência antes de ser colocado no interior da ogiva de protecção do foguetão lançador. Imagem: RKK Energiya.


Em Órbita

desenvolve uma força de 410464 kgf no lançamento, tendo uma massa total de 297400 kg. O seu comprimento atinge os 51,1 metros e a sua envergadura com os quatro propulsores laterais é de 10,3 metros.

O módulo orbital (onde está localizada a carga a transportar) pode ter uma altura entre os 7,31 metros e os 10,14 metros dependendo da carga. O diâmetro máximo da sua secção cilíndrica varia entre os 2,7 metros e os 3,3 metros (dependendo da carga a transportar).

O foguetão possui um sistema de controlo analógico e tem uma precisão na inserção orbital de 10 km em respeito à altitude, 6 segundos em respeito ao período orbital e de 2’ no que diz respeito ao ângulo de inclinação orbital.

É um veículo de três estágios, sendo o primeiro estágio constituído por quatro propulsores laterais a combustível líquido designados Block B, V, G e D. Cada propulsor tem um peso de 43400 kg, pesando 3800 kg sem combustível. O seu comprimento máximo é de 19,8 metros e a sua envergadura é de 3,82 metros. O tanque de propolente (querosene e oxigénio) tem um diâmetro de 2,68 metros. Cada propulsor tem como componentes auxiliares as unidades de actuação das turbo-bombas (peróxido de hidrogénio) e os componentes auxiliares de pressurização dos tanques de propolente (nitrogénio).

Cada propulsor tem um motor RD-117 e o tempo de queima é de aproximadamente 118 s. O RD-117 desenvolve 101130 kgf no vácuo durante 118 s. O seu Ies é de 314 s e o Ies-nm é de 257 s, sendo o Tq de 118 s. Cada motor tem um peso de 1200 kg, um diâmetro de 1,4 metros e um comprimento de 2,9 metros. Têm quatro câmaras de combustão que desenvolvem uma pressão no interior de 58,50 bar. Este motor foi desenhado por Valentin Glushko.

O Block A constitui o corpo principal do lançador e é o segundo estágio, estando equipado com um motor RD-118. Tendo um peso bruto de 99500 kg, este estágio pesa 6550 kg sem combustível e é capaz de desenvolver 99700 kgf no vácuo. Tem um Ies de 315 s e um Tq de 280s. Como propolentes usa o LOX e o querosene (capazes de desenvolver um Isp-nm de 248 s). O Block A tem um comprimento de 27,1 metros e um diâmetro de 2,95 metros. O diâmetro máximo dos tanques de propolente é de 2,66 metros.

Este estágio tem como componentes auxiliares as unidades de actuação das turbo-bombas (peróxido de hidrogénio) e os componentes auxiliares de pressurização dos tanques de propolente (nitrogénio). O motor RD-118 foi desenhado por Valentin Glushko nos anos 60. É capaz de

desenvolver uma força de 101632 kgf no vácuo, tendo um Ies de 315 s e um Ies-nm de 248 s. O seu tempo de queima é de 286 s. O peso do motor é de 1400 kg, tendo um diâmetro de 1,4 metros, um comprimento de 2,9 metros. As suas quatro câmaras de combustão desenvolvem uma pressão de 51,00 bar.

O terceiro e último estágio do lançador é o Block I equipado com um motor RD-0110. Tem um peso bruto de 25300 kg e sem combustível pesa 2710 kg. É capaz de desenvolver 30400 kgf e o seu Ies é de 330 s, tendo um tempo de queima de 230 s. Tem um comprimento de 6,7 metros (podendo atingir os 9,4 metros dependendo da carga a transportar) e um diâmetro de 2,66 metros (com uma envergadura de 2,95 metros), utilizando como propolentes o LOX e o querosene. O motor RD-0110, também designado RD-461, foi desenhado por Semyon Ariyevich Kosberg. Tem um peso de 408 kg e possui quatro câmaras de combustão que desenvolvem uma pressão de 68,20 bar. No vácuo desenvolve uma força de 30380 kgf, tendo um Ies de 326 s e um tempo de queima de 250 s. Tem um diâmetro de 2,2 metros e um comprimento de 1,6 metros.


Em Órbita

A tabela seguinte indica os últimos dez lançamentos orbitais levados a cabo com o foguetão 11A511U Soyuz-U.

Lançamento Data Hora UTC

Veículo Lançador

Local Lançamento Plat. Lanç. Carga

2005-035 8-Set-05 13:07:54 Zh15000-095 GIK-5 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-54 (28866 2005-035A)

2005-047 21-Dez-05 18:38:20 F15000-080 GIK-5 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-55 (28906 2005-047A)

2006-013 24-Abr-06 16:03:25 P15000-100 GIK-5 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-56 (29057 2006-013A)

2006-017 3-Mai-06 17:38:00 ????? GIK-1 Plesetsk LC16/2 Cosmos 2420 (29111 2006-017A)

2006-021 15-Jun-06 8:00:00 P15000-096 GIK-5 Baikonur LC1 PU-5 Resurs-DK1 (29228 2006-021A)

2006-025 24-Jun-06 15:08:18 Zh15000-101 GIK-5 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-57 (29245 2006-025A)

2006-039 14-Set-06 13:41:00 ????? GIK-5 Baikonur LC31 PU-6 Cosmos 2423 (29402 2006-039A)

2006-045 23-Out-06 13:40:36 Ts15000-102 GIK-5 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-58 (29503 2006-045A)

2007-002 18-Jan-07 2:12:15 Zh15000-107 GIK-5 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-59 (29714 2007-002A)

2007-017 12-Mai-07 3:25:38 Zh15000-106 GIK-5 Baikonur LC1 PU-5 Progress M-60 (31393 2007-017A)

Esta tabela mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo utilizando o foguetão 11A511U Soyuz-U sem qualquer estágio superior (Fregat ou Ikar). Este lançador continua a ser o vector mais utilizado pela Rússia. Tabela: Rui C. Barbosa.


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Lançamento do Progress M-60 Após chegar ao Cosmódromo GIK-5 Baikonur via caminho-de-ferro no dia 19 de Março de 2007, o cargueiro 7K-TGM n.º 360 foi transferido para o edifício de montagem e testes MIK-112, com os técnicos a iniciarem os trabalhos preparatórios. O veículo foi posteriormente transferido para o edifício MIK-254.

Nas semanas seguintes foram levados a cabo vários testes que garantiram que o veículo estava apto a levar a sua missão. Na segunda semana de Março foram finalizados com sucesso os testes autónomos do veículo 7K-TGM n.º 360. Ao mesmo tempo eram levados a cabo testes pneumáticos e eléctricos dos diferentes estágios do lançador 11A511U Soyuz-U (Zh15000-106). Depois de finalizados os testes dos sistemas do cargueiro, o veículo foi transferido para uma câmara de isolamento na qual foram levados a cabo ensaios do sistema de encontro e acoplagem Kurs. Após a realização dos testes com o sistema Kurs, o veículo foi transferido para a câmara de vácuo na qual foram levados a cabo os testes de verificação de fugas. Estes testes foram levados a cabo em finais de Abril, juntamente com novos testes dos sistemas eléctrico, do sistema Kurs e do sistema de acoplagem. No dia 2 de Maio foi realizada uma reunião da Comissão Técnica na qual foi tomada a decisão de se proceder ao abastecimento do veículo com os propolentes hipergólicos e gases de pressurização necessários para as suas manobras orbitais. Neste mesmo dia o veículo foi transferido da Área 254 para a estação de abastecimento localizada na Área 51. O abastecimento do veículo teve lugar nos dias 3 e 4 de Maio, sendo neste dia transferido de novo para a Área 254 onde foram levadas a cabo as operações finais de processamento.

O cosmonauta Fyodor Yurchikhin inspecciona o interior do cargueiro espacial Progress M-59 no dia 3 de Abril durante os preparativos para o lançamento da Soyuz TMA.10. Imagem: RKK Energiya.

A acoplagem do 7K-TGM n.º 360 com o compartimento de transferência do lançador foi levada a cabo a 5 de Maio. O compartimento de transferência permite a ligação física entre o cargueiro e o terceiro estágio (Block-I) do foguetão lançador 11A511U Soyuz-U. Após a acoplagem entre o 7K-TGM n.º 360 e o compartimento de transferência, foi levada a cabo no dia 6 de Maioo a inspecção do veículo por parte dos desenhadores da Corporação S. P. Korolev RKK Energia, seguindo-se a colocação do veículo no interior da ogiva de protecção. Esta ogiva de protecção mantém uma atmosfera condicionada para o cargueiro, protegendo-o durante a permanência na plataforma de lançamento e nos minutos iniciais do voo. Com a colocação do 7K-TGM n.º 360 no interior da ogiva de protecção estava então constituído o módulo orbital do lançador. Este módulo orbital foi


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então transportado para as instalações de montagem e integração do foguetão lançador localizado no edifício MIK-112. Esta transferência teve lugar a 7 de Maio.

No dia 8 de Maio foi levada a cabo uma reunião entre a Comissão Governamental e a Comissão Técnica no fim da qual foi tomada a decisão de transportar o veículo lançador para a plataforma de lançamento. Entretanto o módulo orbital era integrado com o terceiro estágio do foguetão lançador no edifício MIK-112.

Às 0100UTC do dia 10 de Maio o comboio que transportava o foguetão 11A511U Soyuz-U (Zh15000-106) contendo o cargueiro 7K-TGM n.º 360, abandonou o edifício MIK-112 e dirigiu-se para a Plataforma de Lançamento PU-5 ‘Gagarinskiy Start’ do Complexo de Lançamento LC1 (17P32-5). Como com a quase generalidade dos lançadores russos, o transporte do foguetão 11A511U Soyuz-U foi levado a cabo na horizontal. O foguetão é transportado num vagão ferroviário, assentando sobre um dispositivo pneumático. Após chegar á plataforma de lançamento, este dispositivo é accionado e lentamente coloca o foguetão sobre o fosso das chamas sendo posteriormente seguro. Atingindo uma posição vertical, quatro braços mecânicos seguram o veículo na plataforma de lançamento. O foguetão é então rodeado por torres de serviço que permitem o acesso a todas as áreas do veículo. Braços mecânicos de abastecimento são também ligados ao veículo. Às 1130UTC tiveram início os testes finais do lançador.

Às 2330UTC do dia 11 de Maio, reunia-se a Comissão Governamental que posteriormente daria luz verde para o início do abastecimento do lançador. O abastecimento de querosene ao estágio Block-I teve início às 2350UTC, seguindo-se às 2355UTC o abastecimento de querosene aos estágios inferiores do lançador. Pelas 0035UTC do dia 12 de Maio iniciava-se o abastecimento de oxigénio líquido aos estágios inferiores e às 0040UTC iniciava-se o abastecimento de nitrogénio. Finalmente às 0115UTC foi iniciado o abastecimento de peróxido de hidrogénio.

O lançamento do foguetão 11A511U Soyuz-U (Zh15000-106) teve lugar às 0325:38,132UTC. A separação do primeiro estágio ocorreu às 0327:36,91UTC com os quatro propulsores a caírem na Área de impacto n.º 16 situada no distrito de Karaganda, Cazaquistão. Pelas 0328:19,49UTC, tinha lugar a separação da ogiva de protecção que cairia na Área de


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impacto n.º 69 situada também no distrito de Karaganda. O lançador continuava o seu voo propulsionado pelo seu segundo estágio que acabou por finalizar a sua queima e separar-se às 0330:25,43UTC. O segundo estágio do lançador cairia na Área de impacto n.º 306 situada entre o distrito de Altai, República de Altai (Rússia), e o distrito de Cazaquistão Este, Cazaquistão.

Às 0330:35,63UTC separava-se a secção de ligação entre o segundo estágio e o estágio Block-I que entretanto havia já entrado em ignição. A função do terceiro estágio terminaria pelas 0334:24,01UTC, atingindo-se uma órbita preliminar em torno da Terra com um apogeu a 245 km de altitude, perigeu a 193 km de altitude, inclinação orbital de 51,66º em relação ao equador terrestre e período orbital de 88,5 minutos. A separação entre o cargueiro 7K-TGM n.º 360 e o Block-I tinha lugar às 0334:27,31UTC. Logo após a separação entre os dois veículos, uma série de antenas de comunicação e de navegação eram automaticamente colocadas em posição ao mesmo tempo que dois painéis solares se abriam no módulo de serviço do agora Progress M-60.

Iniciava-se assim quase três dias de perseguição á ISS com o Progress M-60 a levar a cabo uma série de manobras de aproximação. A primeira manobra orbital teve lugar às 0700:28UTC na 3ª órbita. Os motores do Progress M-60 foram accionados durante 60,7 segundos fazendo com que se desse uma alteração de velocidade de 24,10 m/s. Após esta primeira manobra o veículo ficou colocado numa órbita com um apogeu a 286,1 km de altitude, um perigeu a 214,0 km de altitude, inclinação orbital de 51,65º e período orbital de 89,40 minutos. A segunda manobra teve lugar às 0738:03UTC e deu-se também na 3ª órbita. A velocidade do Progress M-60 foi alterada em 4,43 m/s com os motores a serem accionados durante 12,2 segundos. Após esta manobra o veículo ficou colocado numa órbita com um apogeu a 287,0 km de altitude, um perigeu a 229,1 km de altitude, inclinação orbital de 51,65º e período orbital de 89,56 minutos.

Uma nova manobra orbital tem lugar durante a 34ª órbita às 0427:34UTC do dia 14 de Maio. Os motores do Progress M-60 são accionados durante 8,7 segundos alterando a velocidade em 3,0 m/s. os parâmetros orbitais são alterados para: apogeu 283,6 km de altitude, um perigeu a


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238,8 km de altitude, inclinação orbital de 51,65º e período orbital de 89,62 minutos.

Mais duas manobras orbitais têm lugar no dia 15 de Maio durante a 49ª órbita. A primeira ocorre às 0251:34UTC com o motor a ser accionado durante 35,6 segundos e provocando uma alteração de velocidade de 14,03 m/s. O veículo fica colocado numa órbita com um apogeu a 300,1 km de altitude, um perigeu a 278,9 km de altitude, inclinação orbital de 51,65º e período orbital de 90,10 minutos. A segunda manobra ocorre às 0328:32UTC com o motor do Progress M-60 a ser accionado durante 45,7 segundos e provocando uma alteração de velocidade de 18,30 m/s. Após esta manobra os seus parâmetros orbitais são: apogeu a 343,6 km de altitude, perigeu a 286,8 km de altitude, inclinação orbital de 51,65º e período orbital de 90,74 minutos.

A tabela seguinte mostra os parâmetros orbitais do Progress M-60 durante a sua aproximação á ISS e os parâmetros orbitais nos dias em que acopla à estação.

Ciclograma cedido pela agência espacial russa Roskosmos e referente às manobras de aproximação e acoplagem do Progress M-60 com a ISS.

Data Apogeu (km) Perigeu (km) Inclinação Orbital (º) Período Orbital (min) 12 de Maio 245 180 51,62 88,75 12 de Maio 273 218 51,63 89,41 12 de Maio 279 235 51,63 89,65 15 de Maio 343 330 51,64 91,26

Esta tabela mostra os parâmetros orbitais do Progress M-60 durante a aproximação à ISS. Tabela: Rui C. Barbosa. Dados: Antonin Vitek (http://www.lib.cas.cz/www/space.40).

A acoplagem teve lugar às 0510UTC do dia 15 de Maio no módulo Zvezda. Com a acoplagem do Progress M-60 passavam a estar dois cargueiros na ISS (juntamente com o Progress M-59 que se encontrava acoplado no módulo Pirs).


http://www.lib.cas.cz/www/space.40

Em Órbita


Em Órbita


Em Órbita

A seguinte tabela indica o manifesto de carga transportado pelo Progress M-60.

Carga Massa (kg)

Combustível para reabastecimento da ISS

815

Oxigénio 45

Água 420

Carga na secção pressurizada: 1390

Sistema de monitorização do ar 35

Equipamento de bordo 14

Equipamento de condicionamento térmico 21

Equipamento de comunicações 4

Meios de reparação e manutenção 33

Meios de higiene e saúde da tripulação 164

Alimentos 241

Equipamento médico 136

Meios de protecção individual 88

Equipamento para o módulo Zarya 24

Equipamento científico 63

Equipamento pessoal para a tripulação 24

Equipamento para o segmento americano da ISS (alimentos e roupa)

377

CARGA TOTAL 2561


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NigComSat-1, um satélite para África Após a assinatura de um acordo a 15 de Dezembro de 2004, o governo nigeriano contratava, a 9 de Fevereiro de 2005, a empresa chinesa Corporação Industrial Grande Muralha para construir e colocar em órbita um satélite de comunicações. O lançamento deste satélite estava então previsto para ter lugar em 2006. Na altura o projecto estava orçamentado em cerca de 196 milhões de euros e teria uma duração de mais de 15 anos, esperando-se um retorno de cerca de 157 milhões de euros por ano.

Os trabalhos de cooperação entre a agência espacial nigeriana NASRDA (Nigerian National Space Research Development Agency) e a Corporação Industrial Grande Muralha tiveram início a 24 de Fevereiro com a primeira de uma série de reuniões na China.

O NigComSat-1 O NigComSat-1 é um satélite baseado no modelo DFH-4, mas tendo aspectos que remontam ao modelo DFH-3 e a modelos de plataformas de comunicação europeias. Com uma envergadura em órbita de 26 metros e sendo estabilizado nos seus três eixos espaciais, o NigComSat-1 tinha uma massa no lançamento de 5150 kg. O satélite possui um sistema de propulsão com bi-propolente para atingir a sua posição final da órbita geossíncrona e para manter essa posição a 42º longitude Este.

Com uma esperança de vida operacional em órbita que se espera seja superior a 15 anos, o NigComSat-1 transporta uma carga de comunicações contendo 28 repetidores: 4 repetidores em banda-C, 14 repetidores em banda-Ku, 8 repetidores em banda-Ka e 2 repetidores em banda-L. Os repetidores em banda-L irão proporcionar o serviço de navegação NOS (Navigation Overlay Service) baseado no serviço EGNOS (European Geostationay Navigation Overlay Service). O serviço será transmitido pelos dois repetidores em sinais distintos (L1 e L5) e possui receptores 2 em 1 para maior redundância. O satélite proporcionará uma cobertura global.

O NogComSat-1 será um satélite de enorme utilidade não só para a Nigéria mas também para todo o continente africano, proporcionando serviços e aplicações em várias áreas tais como telecomunicações, retransmissão, Internet e multimédia, serviços de monitorização em tempo real, serviços de navegação e GPS, e telepresença.


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O acordo inicial previa uma revisão preliminar do desenho do NogComsat-1 a 31 de Março de 2005, seguindo-se a 31 de Julho a revisão final do desenho do veículo. A montagem do NigComSat-1 deveria terminar a 30 de Junho de 2006 e a 30 de Setembro seriam levados a cabo os testes para a verificação de fugas. A 31 de Dezembro seria levada a cabo a análise dos critérios de segurança do satélite cujo lançamento estava previsto para ter lugar a 31 de Janeiro de 2007. os testes orbitais do

NigComSat-1 terminariam a 28 de Fevereiro de 200723.

Como parte do acordo de cooperação assinado entre a China e a Nigéria para a construção do NigComSat-1, a China construiu duas estações de rastreio em Abujia, Nigéria, e Kashgar, Xinjiang – China, proporcionando também apoio nas operações do satélite e treino para os técnicos nigerianos.

O desenho do NigComsat-1 foi submetido a aprovação preliminar a 1 de Julho de 2005

Um investimento para o futuro Em Abril de 2006 o governo da Nigéria anunciava um investimento de mais de 375 milhões de euros para garantir o bom funcionamento do sistema de comunicações do NigComSat-1. Esta soma cobre o custo do satélite, as estações terrestres, o treino dos engenheiros nigerianos e outras despesas relacionadas com o projecto. Nesta fase o NigComsat-1 estava previsto para ser colocado em órbita em Dezembro desse ano.

O desenvolvimento do projecto do primeiro satélite de comunicações da Nigéria começou a atrair a atenção de outros estados africanos, sendo intenção do governo nigeriano em vender 50% dos repetidores a países africanos antes do lançamento do satélite.

O desenvolvimento e construção do NigComSat-1 decorreu sem qualquer problema mas como acontece em todos os projectos de grande envergadura, também este projecto sofreu atrasos que levaram a que o lançamento do satélite fosse adiado para Março de 2007. O lançamento seria posteriormente adiado e agendado para antes do dia 29 de Maio, data em que terminava o mandato do então presidente nigeriano Olusegun Obasanjo.

A 22 de Março era anunciado que o satélite havia iniciado a viagem entre as instalações de fabrico da Corporação Industrial Grande Muralha e o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang onde se procedia entretanto aos testes e montagem dos diversos estágios do foguetão lançador CZ-3B Chang Zheng-3B. Nesta fase foi anunciado que o lançamento teria lugar entre 12 e 14 de Maio. A 8 de Maio era anunciado que o lançamento do NigComSat-1 teria lugar a 13 de Maio.

O lançamento do NigComSat-1 acabou por ter lugar às 1601:02UTC do dia 13 de Maio de 2007. Após entrar numa órbita preliminar em torno da Terra com um perigeu a 209 km de altitude, perigeu a 41951 km de altitude e inclinação orbital de 25º, o satélite iniciou uma série de cinco manobras ao longo de 151,2 horas de forma a atingir a sua posição na órbita geossíncrona. Nestas cinco manobras orbitais o NigComSat-1 acabou por gastar 2247,81 kg de propolente.

23 Curiosamente na carta de aceitação do contrato é referido o dia 31 de Fevereiro de 2007 (!) para o final dos testes orbitais do NigComSat-1.


Em Órbita

Data Perigeu (km) Apogeu (km) Inclinação Orbital (º) Período Orbital (min) 13 de Maio 211 41796 25.29 751.54 13 de Maio 223 41855 25.27 752.99 13 de Maio 211 41796 25.29 751.54 13 de Maio 223 41855 25.27 752.99 13 de Maio 225 41870 25.26 753.36 13 de Maio 218 41917 25.34 754.16 13 de Maio 195 41710 25.27 749.44 14 de Maio 221 41924 25.34 754.38 22 de Maio 35806 36001 0.18 1442.08 22 de Maio 35774 35798 0.18 1436.07

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. O CZ-3B 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.

No total já foram levadas a cabo 6 lançamentos do CZ-3B, tendo uma taxa de sucesso de 83,33%. O primeiro lançamento do CZ-3B teve lugar a 14 de Fevereiro de 1996 (1901UTC) quando o veículo CZ3B-1

tentou colocou 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

1996-F01 CZ3B-1 15-Fev-96 19:01:00 Intelsat-708 1997-042 CZ3B-2 20-Ago-97 17:50:00 Agila-2 (24901 1997-042A) 1997-062 CZ3B-3 16-Out-97 19:13:00 Apstar-2R (25010 1997-062A) 1998-033 CZ3B-4 30-Mai-98 10:00:00 Zhongwei-1 'ChinaStar-1' (25354 1998-033A) 1998-044 CZ3B-5 18-Jul-98 9:20:00 Sinosat-1 (25404 1998-044A) 2005-012 CZ3B-6 12-Abr-05 12:00:00 Apstar-6 (28638 2005-12A) 2006-045 CZ3B-7 23-Out-06 16:20:52 Xinnuo-2 'Sinosat-2' (29516 2006-045A) 2007-018 CZ3B-8 13-Mai-07 16:01:02 NigComSat-1 (31395 2007-018A)

Os parâmetros orbitais do satélite NigComSat-1 após o seu lançamento e após atingir a órbita geossíncrona. Dados: Antonin Vitek. Tabela Rui C. Barbosa.

Esta tabela mostra todos os lançamentos orbitais levados a cabo pelo foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B. Todos os lançamentos desde a Plataforma de lançamento LC2 do Centro de Lançamentos de Satélites de Xichang. Tabela: Rui C. Barbosa.


Em Órbita

O Chang Zheng-3B é capaz de colocar uma carga de 11200 kg numa órbita terrestre baixa a 200 de altitude e com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre, ou então uma carga de 5100 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu inicial de 40000 de altitude. O lançador desenvolve uma força de 304000 kgf no lançamento, tendo

uma massa total de 425800 kg. O seu diâmetro é de 3,35 metros e o seu comprimento é de 54,838 metros.

O primeiro estágio do CZ-3B é auxiliado por quatro propulsores laterais que consomem N2O4 / UDMH. Cada propulsor tem uma massa bruta de 41000 kg e uma massa de 3200 kg sem combustível. No lançamento desenvolve uma força de 83238 kgf (vácuo), tendo um Ies de 291 s, um Ies-nm de 261 s e um Tq de 128 s. O seu comprimento é de 15,326 metros e tem um diâmetro de 2,25 metros. Estes propulsores estão equipados com motores DaFY5-1.

O primeiro estágio do CZ-3B, L-180, tem uma massa bruta de 179000 kg e uma massa de 9000 kg sem combustível. No lançamento desenvolve uma força de 332952 kgf (vácuo), tendo um Ies de 189 s, um Ies-nm de 259 s e um Tq de 155 s. O seu comprimento é de 23,272 metros, tendo um diâmetro de 3,35 metros e uma envergadura de 7,0 metros. Está equipado com quatro motores YF-20B que consomem N2O4/UDMH.

O segundo estágio, denominado L-35, tem um peso bruto de 33600 kg, pesando 4000 kg sem combustível. No lançamento desenvolve uma força de 84739 kgf (vácuo), tendo um Ies de 297 s, um Ies-nm de 260 s e um Tq de 110 s. O seu comprimento é de 9,943 metros e tem um diâmetro de 3,35 metros. Está equipado com um motor YF-22A/23A que consome N2O4/UDMH.

Finalmente o terceiro estágio, denominado H-18, tem um peso bruto de 21000 kg, pesando 2800 kg sem combustível. No lançamento desenvolve uma força de 16000 kgf (vácuo), tendo um Ies de 440 s e um Tq de 470 s. O seu comprimento é de 12,375 metros e tem um diâmetro de 3,00 metros. Está equipado com dois motores YF-75 que consomem LOX/LH2.

O Chang Zheng-3B pode utilizar duas ogivas com diâmetros de 4,00 metros e 4,20 metros, tendo um comprimento de 9,56 metros.


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Detecção remota desde órbita, o Yaogan-II Após rumores sobre um possível lançamento militar desde Jiuquan, o quinto lançamento orbital da China em 2007 surge às 0712UTC do dia 25 de Maio com a colocação em órbita do segundo satélite da série Yaogan. Acompanhando o Yaogan-II a bordo do foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D seguiu também o pequeno satélite Zheda PiXing-1.

Satélites de detecção remota Yaogan Também conhecidos pela designação militar JB-5 Jian Bing-5, estes foram os primeiros satélites chineses com um radar SAR (Synthetic Aperture Radar) e todo o desenvolvimento do projecto foi financiado pelo exército chinês.

Os satélites são construídos pelo SAST (Shanghai Academy of Spaceflight Technology), Shanghai, e terão uma massa de 2700 kg no lançamento. Algumas fontes referiram que estes satélites estão equipados com um painel solar que se expande utilizando um motor eléctrico.

Não existe qualquer informação relativamente ao tipo de resolução que é conseguida com o SAR.

A quando do lançamento do Yaogan-I (29092 2006-015A) a imprensa chinesa anunciou que o satélite seria utilizado para fins civis tais como estimativa de colheitas, prevenção de desastres naturais e observação dos solos.

Uma diferença entre o Yaogan-I e o Yaogan-II surge no vector utilizado para a sua colocação em órbita e o local a partir do qual o lançamento é levado a cabo. Enquanto que o Yaogan-I é colocado em órbita utilizando um foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-8) desde Taiyuan (LC1), o lançamento do Yaogan-II tem lugar desde Jiuquan (LA-2S) e é levado a cabo por um foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D (CZ2D-8). É provável que o Yaogan-II seja um veículo diferente do Yaogan-I, sendo provavelmente uma nova série JB-6 Jian Bing-6.

O lançamento do Yaogan-II surge também alguns dias após a assinatura por parte da China ter assinado o protocolo ‘Space and Major Disasters’, incluindo-se assim num grupo de países do qual fazem parte a Grã-Bretanha, Canadá, Índia, Japão e Estados Unidos. Este protocolo foi iniciado pela ESA e pelo CNES após a conferência UNISPACE III levada a cabo em Viena, Áustria, em Julho de 1999 e tem por objectivo estabelecer uma rede de satélites que proporcionem um sistema unificado de aquisição e entrega de dados espaciais a área afectadas por desastres naturais ou originados pelo Homem. Esta rede está em utilização desde o ano 2000.

O Yaogan-II foi colocado numa órbita com um perigeu a 631 km de altitude, apogeu a 655 km de altitude e inclinação orbital de 979,8º.

O pequeno Zheda Pixing-1 Desenvolvido em conjunto pela Universidade de Zhejiang e pelo Instituto de Microssistemas e Tecnologias de Informação de

Shanghai (Academia de Ciências da China), o satélite Zheda Pixing-1 tem como função proporcionar uma plataforma de ensaio em órbita terrestre para dispositivos MEMS (Micro-Electro-Mechanic System), tais como acelerómetros, micro-giroscópios e sensores de infravermelhos em desenvolvimento na China. Com uma massa de 2,5 kg, o satélite é também designado por MEMS-Pico.

O pequeno satélite não possui qualquer dispositivo de controlo de atitude ou propulsão e não possui partes móveis. Os seus sistemas electrónicos encontram-se no interior de um corpo de 26 faces, sendo 18 faces quadradas e 8 faces triangulares.


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Destas, 17 faces estão cobertas com células solares com um tamanho total de 250 cm2. As células solares proporcionam um total de 2 W de corrente eléctrica em órbita.

A bordo do Zheda Pixing-1 segue um sensor infravermelho MEMS e uma câmara CMOS. Porém, o aspecto mais importante deste pequeno satélite será a sua carga de transmissão. Esta carga é constituída por um transreceptor que funciona em banda-S com uma frequência de transmissão de 2300 MHz e uma frequência de recepção de 2100 MHz. Como existe uma diferença de 200 MHz entre a transmissão e a recepção, são utilizados dois sistemas de duas antenas instaladas em faces

triangulares opostas, permitindo assim a recepção de sinal em qualquer posição do satélite.

O lançador CZ-2D Chang Zheng-2D O foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D é um veículo a dois estágios destinado a colocar satélites em órbitas terrestres baixas. O seu primeiro estágio é semelhante ao do foguetão lançador CZ-4 Chang Zheg-4, bem como o seu segundo estágio exceptuando uma secção de equipamento melhorada em relação ao CZ-4.

O CZ-2D Chang Zheng-2D tem a capacidade de colocar uma carga de 3.500 kg numa órbita a uma altitude de 200 com uma inclinação de 28,0º em relação ao equador terrestre. No lançamento desenvolve uma força de 298.389 kgf, tendo uma massa total de 232.500 kg, um comprimento de 35,07 metros e um diâmetro de 3,35 metros.

O primeiro lançamento do CZ-2D teve lugar a 9 de Agosto de 1992 (0800UTC) quando o veículo CZ2D-1 colocou em órbita o satélite FSW-2 (1) (22072 1992-051A). Todos os lançamentos deste foguetão são realizados a partir do Complexo de Lançamentos LA2 do Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan.

O primeiro estágio do CZ-2D, L-180, tem um peso bruto de 192.700 kg e um peso de 9.500 kg sem combustível. No lançamento desenvolve uma força de 332.952 kgf (vácuo), tendo um Ies de 289 s, um Ies-nm de 259 s e um Tq de 170 s. O seu comprimento é de 24,66 metros, tendo um diâmetro de 3,35 metros e uma envergadura de 6,0 metros. Está equipado com quatro motores YF-20B que consomem N2O4/UDMH.

O segundo estágio, denominado L-35, tem um peso bruto de 39.550 kg, pesando 4.000 kg sem combustível. No lançamento desenvolve uma força de 84.739 kgf (vácuo), tendo um Ies de 295 s, um Ies-nm de 260 s e um Tq de 135 s. O seu comprimento é de 10,41 metros e tem um diâmetro de 3,35 metros. Está equipado com um motor YF-25/23 que consome N2O4/UDMH.

Lançamento Veículo lançador Data de Lançamento Hora (UTC) Satélites

1992-052 CZ2D-1 9-Ago-92 8:00:00 FSW-2 (1) (22072 92-051A) 1994-037 CZ2D-2 3-Jul-94 8:00:00 FSW-2 (2) (23145 94-037A) 1996-059 CZ2D-3 20-Out-96 7:20:00 FSW-2 (3) (24634 96-059A) 2003-051 CZ2D-4 3-Nov-03 7:20:00 FSW-3 (1) (28078 03-051A) 2004-039 CZ2D-5 27-Set-04 8:00:00 FSW-3 (3) (28424 04-039A) 2005-024 CZ2D-6 5-Jul-05 22:40:00 Shijian-7 (28737 2005-024A) 2005-033 CZ2D-7 29-Ago-05 8:45:00 FSW-3 (5) (28824 2005-033A)

2007-019 CZ2D-8 25-Mai-07 7:12:00 Yaogan-II (31490 2007-019A) Zheda PiXing-1 'MEMS-Pico' (31491 2007-019B)

Esta tabela lista todos os lançamentos levados a cabo com o foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D. Todos os lançamentos tiveram lugar desde o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan. Tabela: Rui C. Barbosa.


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Globalstar, telecomunicações móveis em órbita Fornecendo serviços de voz e dados em todo o globo ao abranger mais de 120 países e as rotas marítimas mais importantes, a Globalstar é um dos principais fornecedores no mercado. Ao fornecer serviços de alta qualidade a baixo custo, esta empresa é a preferida do mundo de negócios, de comunidades e utilizadores individuais espalhados pelo planeta.

A rede de satélites Globalstar foi reforçada com o primeiro lançamento de quatro novos satélites que servirão de veículos de substituição de outros já em órbita terrestre. Ainda este ano serão lançados quatro novos satélites para a rede Globalstar.

Como funciona a rede Globalstar? Os telefones Globalstar são semelhantes e são utilizados da mesma maneira como os telefones móveis ou fixos. A principal diferença é que os telefones Globalstar podem operar virtualmente em qualquer parte do globo, levando a cabo chamadas de voz ou dados com um sinal excepcionalmente claro. Este sinal é designado Code Division Multiple Access (CDMA).

Tal como espelhos no céu, a constelação de 40 satélites Globalstar situados em órbitas terrestres baixas capta os sinais provenientes de 80% da superfície terrestre, cobrindo todas as regiões do planeta exceptuando as regiões polares e algumas zonas oceânicas. Vários satélites captam uma determinada chamada e esta diversidade de ‘caminhos’ assegura que a chamada não seja perdida mesmo que um telefone se mova para fora da zona de visibilidade de um dos satélites.

Logo que um segundo satélite capte o sinal da chamada e seja capaz de contactar o mesmo ‘caminho’ terrestre, começa a transmitir de forma simultânea. Caso o sinal seja bloqueado por edifícios os características do terreno, a passagem de sinal entre satélites evita a perda da chamada. O segundo satélite mantém assim a transmissão do sinal original para o mesmo ‘caminho’ terrestre.

Uma vantagem adicional da utilização de satélites em órbitas baixas no sistema Globalstar, inclui a não existência de atrasos na transmissão de voz e a utilização de telefones mais leves e mais pequenos.

O sinal proveniente do satélite é processado em terra e distribuído para redes fixas ou móveis. A distribuição do sinal é uma parte importante da estratégia da Globalstar para manter a tecnologia e o equipamento facilmente acessíveis, e para os integrar o mais próximo possível com as redes de comunicações telefónicas já existentes. Este facto faz com que o sistema Globalstar e os seus serviços sejam simples de dirigir, expandir e melhorar.


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O foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG/Fregat24

Utilizando o estágio superior Fregat, o lançador 11A511U-FG Soyuz-FG é utilizado para colocar em órbita diversas cargas.

No início dos anos 90 foram iniciados os estudos para o desenvolvimento de um foguetão lançador baseado nos foguetões Soyuz e utilizando o estágio superior Fregat. Este estágio desenvolvido pela NPO Lavochkin é baseado no módulo de propulsão das sondas Fobos e deveria ser utilizado em diversos lançadores. Em 1993 a agência espacial russa e ao Ministério da Defesa russo apresentam um projecto do lançador Rus que se focava na modernização dos lançadores Soyuz ao mesmo tempo que pretendia aumentar o número de componentes russos no veículo diminuindo assim a dependência de terceiros. O conceito do Rui foi posteriormente designado Soyuz-2 que deveria ser introduzido em 1996/1997. No entanto, e devido à crónica falta de fundos, o seu desenvolvimento e o desenvolvimento do estágio Fregat foram adiados bem para lá do calendário inicial. O aparecimento da empresa Starsem veio trazer mais fundos para o desenvolvimento dos sistemas de lançamento.

O estágio Fregat tem uma massa bruta de 6535 kg e uma massa sem combustível de 1100 kg. Consome N2O4 e UDMH e desenvolve uma força de 19600 kN no vácuo com um Isp de 327 s e um Tq de 877 s. Tem um comprimento de 1,50 metros e um diâmetro de 3,35 metros. Está equipado com um motor S5.92.

Lançamento Data Hora

UTC 11A511U-FG Soyuz-FG Fregat Carga

2003-022 2-Jun-03 1745:26 Zh15000-005 (?) 1005 (ST-11) Mars Express (27816 2005-022A) Beagle-2

2003-059 27-Dez-03 2130:00 Zh15000-084 (?) 1006 (ST-12) AMOS-2 (28132 2003-059A) 2005-030 13-Ago-05 2328:28 Zh15000-011 1007 (ST-13) Galaxy-14 (28790 2005-030A) 2005-045 9-Nov-05 0333:34 Zh15000-010 1010 (ST-14) Venus Express (28901 2005-045A) 2005-051 28-Dez-05 0519:08 Zh15000-015 1009 (ST-15) GIOVE-A (28922 2005-052A)

2007-020 29-Mai-07 2031:31 Zh15000-021 1016 (ST-16)

Globalstar-FM65 (31571 2007-020A); Globalstar-FM69 (31572 2007-020B); Globalstar-FM71 (31573 2007-020C); Globalstar-FM72 (31574 2007-020D)

24 Para uma descrição sobre o foguetão lançador 11A511U-FG Soyuz-FG, ver artigo sobre a missão Soyuz TMA-10.


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Lançamento da missão ST-16

Os diversos estágios do foguetão lançador 11A511U-FG Soyuz-FG chegaram via caminho-de-ferro ao Cosmódromo de Baikonur no dia 30 de Janeiro de 2007. Nesta fase estava previsto que os preparativos para o lançamento tivessem início em Abril, tendo sido no entanto iniciados em meados de Março com a realização de testes eléctricos no primeiro estágio do lançador (constituído pelos quatro propulsores laterais) e no seu segundo estágio (Block-A). Após o final da montagem dos dois estágios e da realização dos testes eléctricos e pneumáticos, o lançador foi colocado em armazenamento. A 10 de Abril chegava ao Cosmódromo de Baikonur o estágio Fregat transportado por um avião Antonov An-124-100 ‘Ruslan’. O estágio foi posteriormente submetido a testes de compatibilidade com o compartimento de transferência que faz a ligação física entre o estágio Fregat e os estágios inferiores do foguetão lançador.

A 15 de Maio o estágio Fregat era transportado para a câmara estéril do edifício de teste e montagem MIK-112. Nesta altura os quatro satélites Globalstar já se encontravam em Baikonur e após serem abastecidos foram instalados nos respectivos adaptadores no estágio Fregat que por sua vez foi acoplado com os estágios inferiores do lançador a 18 de Maio.


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A ogiva de protecção dos satélites foi colocada a 21 de Maio constituindo o módulo orbital. Este módulo foi transportado para o edifício de montagem do foguetão lançador a 23 de Maio. O transporte do foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG/Fregat (021/1016) para a Plataforma de lançamento PU-6 do Complexo de lançamento LC31 (17P32-6) do Cosmódromo GIK-5 Baikonur, teve lugar a 27 de Maio. Após a chegada à plataforma de lançamento foram realizados testes aos sistemas do foguetão lançador, ao seu estágio superior e aos quatro satélites Globalstar.

Às 1630UTC do dia 29 de Maio, reunia-se a Comissão Governamental que posteriormente daria luz verde para o início do abastecimento do lançador. O abastecimento de querosene ao estágio Block-I teve início às 1700UTC, seguindo-se às 1705UTC o abastecimento de querosene aos estágios inferiores do lançador e às 1745UTC o abastecimento de oxigénio líquido aos estágios inferiores. Pelas 1750UTC iniciava-se o abastecimento de nitrogénio. Finalmente às 1815UTC foi iniciado o

abastecimento de peróxido de hidrogénio.

O lançamento do foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG/Fregat (021/1016) teve lugar às 2031:30,900UTC. A separação do primeiro estágio ocorreu às 2033:27,40UTC com os quatro propulsores a caírem na Área de impacto n.º 67 situada no distrito de Karaganda, Cazaquistão. Pelas 2035:44,20UTC, tinha lugar a separação da ogiva de protecção que cairia numa área situada entre o Distrito de Cazaquistão Este e o Distrito de Karaganda. O lançador continuava o seu voo propulsionado pelo seu segundo estágio que acabou por finalizar a sua queima e separar-se às 2036:18,40UTC. O segundo estágio do lançador cairia na Área de impacto n.º 306 situada entre o distrito de Altai, República de Altai (Rússia), e o distrito de Cazaquistão Este, Cazaquistão.

Às 2036:28,40UTC separava-se a secção de ligação entre o segundo estágio e o estágio Block-I que entretanto havia já entrado em ignição. A função do terceiro estágio terminaria pelas 2040:16,40UTC, com a separação do estágio Fregat (1016) a ter lugar às 2040:19,40UTC. Atingindo-se uma órbita preliminar o estágio Fregat executaria várias manobras antes da separação do primeiro satélite que teve lugar às 2211:30,90UTC. Os restantes três satélites separaram-se a partir das 2214:00,80UTC.


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O lançamento do Xinnuo-3 Nas semanas que se seguiram ao lançamento do satélite Xinnuo-2 ‘SinoSat-2’ (29516 2006-048A)25 tornou-se evidente que um problema desconhecido teria incapacitado o satélite de levar a cabo as suas funções. Posteriormente era revelado que durante a 8 de Novembro de 2006 os painéis solares do Xinnuo-2 não se teriam colocado na posição final e que teriam deixado de funcionar não fornecendo energia ao veículo ao mesmo tempo que a antena de comunicações não se teria aberto.

A 28 de Novembro a agência noticiosa Xinhua anunciava26 que a China iria lançar o satélite Xinnuo-3 ‘Sinosat-3’ em Maio de 2007, mas que este não seria um substituto para o Xinnuo-2 pois o desenvolvimento de um satélite para ocupar as funções do Xinnuo-2 “levaria dois a três anos”.

O satélite Xinnuo-3 é baseado na plataforma DFH-3 (DongFangHong-3), tem uma massa de 2200 kg e foi construído pela Academia Chinesa de Tecnologia Espacial. Tendo uma vida útil de quinze anos27, o satélite irá operar na órbita geossíncrona a 125º de longitude Este. O veículo é estabilizado nos seus três eixos espaciais e está equipado com 10 repetidores de banda-C (36 MHz). O Xinnuo-3 fará a cobertura da China e dos países vizinhos.

Os satélites SinoSat são operados pela Sinosat Inc. que é uma empresa de telecomunicações que oferece serviços de satélite e soluções integradas para vídeo, Internet, dados e comunicações por voz para empresas de transmissão, IP’s, companhias de telecomunicações e entidades governamentais na região da Ásia – Pacífico.

Satélite Desig. Int. NORAD Data Lançamento

Hora UTC Veículo Lançador Local

Lançamento

Xinnuo-1 'SinoSat-1' 1998-044A 25404 18-Jul-98 09:20:00 CZ-3B Chang Zheng-3B (CZ3B-5) Xichang, LC2

Xinnuo-2 'SinoSat-2' 2006-048A 29516 29-Out-06 16:20:52 CZ-3B Chang Zheng-3B (CZ3B-7) Xichang, LC2

Xinnuo-3 'SinoSat-3' 2007-021A 21577 31-Mai-07 16:08:00 CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-14) Xichang, LC2

O lançamento do Xinnuo-3 teve lugar às 1608UTC no dia 31 de Maio e foi levado a cabo pelo 100º foguetão da família de lançadores Chang Zheng, o CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-14), a partir do Complexo de Lançamentos LC2 do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang, província de Sichuan. O Xinnuo-3 separou-se do último estágio do foguetão lançador às 1632UTC e ficou colocado numa órbita inicial com um perigeu a 164 km de altitude, apogeu a 41904 km de altitude e inclinação orbital de 25,1º. A partir desta órbita o satélite foi manobrado até atingir a sua órbita operacional a 15 de Junho tendo um perigeu a 35780 km de altitude, apogeu a 35793 km de altitude e inclinação orbital de 0,27º.

25 O satélite Xinnuo-2 foi colocado em órbita por um foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B (CZ3B-7) às 1620:52UTC do dia 29 de Outubro de 2006 desde o Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang. 26 “China to launch “Sinosat-3” next may after failure”, http://news.xinhuanet.com/english/2006-11/28/content_5401086.htm. 27 Esta informação foi veiculada pelos serviços de notícias chineses, no entanto a plataforma DFH-3 oferece uma vida útil em órbita de 8 anos.


http://news.xinhuanet.com/english/2006-11/28/content_5401086.htm

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O lançador CZ-3A Chang Zheng-3A O foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A representa uma evolução do lançador orbital CZ-3 Chang Zheng-3 introduzindo um novo terceiro estágio criogénico, além de um sistema de controlo mais avançado. O CZ-3A é um lançador a três estágios com uma grande capacidade de carga para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona, tendo uma maior flexibilidade para o controlo de atitude e uma melhor adaptabilidade a uma grande variedade de missões.

No total já foram levadas a cabo 14 lançamentos do CZ-3A, tendo uma taxa de sucesso de 100%. O primeiro lançamento do CZ-3A teve lugar a 8 de Fevereiro de 1994 (0834UTC) quando o veículo CZ3A-1

colocou em órbita os satélites Shi Jian 4 (22996 1994-010A) e Kua Fu 1 (23009 1994-010B). Todos os lançamentos deste foguetão são realizados a partir do Complexo de Lançamentos LC2 do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang.

O primeiro estágio do CZ-3A, L-180, tem um peso bruto de 179000 kg e um peso de 9000 kg sem combustível. No lançamento desenvolve uma força de 332952 kgf (vácuo), tendo um Ies de 189 s, um Ies-nm de 259 s e um Tq de 155 s. O seu comprimento é de 23,08 metros, tendo um diâmetro de 3,35 metros e uma envergadura de 7,0 metros. Está equipado com quatro motores YF-20B que consomem N2O4/UDMH.

O Chang Zheng-3A é capaz de colocar uma carga de 7200 kg numa órbita terrestre baixa a 200 km de altitude e com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre, ou então uma carga de 2600 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu inicial de 40000 km de altitude. O lançador desenvolve uma força de 302000 kgf no lançamento, tendo uma massa total de 241000 kg. O seu diâmetro é de 3,35 metros e o seu comprimento é de 52,5 metros.

O segundo estágio, denominado L-35, tem um peso bruto de 33600 kg, pesando 4000 kg sem combustível. No lançamento desenvolve uma força de 84739 kgf (vácuo), tendo um Ies de 297 s, um Ies-nm de 260 s e um Tq de 110 s. O seu comprimento é de 11,53 metros e tem um diâmetro de 3,35 metros. Está equipado com um motor YF-25/23 que consome N2O4/UDMH. Finalmente o terceiro estágio, denominado H-18, tem um peso bruto de 21000 kg, pesando 2800 kg sem combustível. No lançamento desenvolve uma força de 16000 kgf (vácuo), tendo um Ies de 440 s e um Tq de 470 s. O seu comprimento é de 12,38 metros e tem um diâmetro de 3,00 metros. Está equipado com dois motores YF-75 que consomem LOX/LH2.

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Quando o CZ-3A Chang Zheng-3A realizou três lançamentos consecutivos com sucesso foi colocado no mercado internacional do lançamento de satélites. O CZ-3A Chang Zheng-3A é construído pela Corporação Industrial Grande Muralha da China. A tabela seguinte mostra os últimos lançamentos levados a cabo com o foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A.

Lançamento Veículo Lançador

Data de Lançamento

Hora (UTC) Satélites

2000-069 CZ3A-5 30-Out-00 16:02:00 Beidou-1A (26599 2000-069A)

2000-082 CZ3A-6 20-Dez-00 16:20:00 Beidou-1B (26643 2000-082A)

2003-021 CZ3A-7 24-Mai-03 8:34:00 Beidou-1C (27813 2003-21A)

2003-052 CZ3A-8 14-Nov-03 16:01:00 Zhongxing-20 (28080 2003-52A)

2003-042 CZ3A-9 19-Out-04 1:20:00 Feng Yun-2C (28451 2004-042A)

2006-038 CZ3A-10 12-Set-06 16:02:00 Feng Huo-3 'Zhongxing-22A' (29398 2006-038A)

2006-053 CZ3A-11 8-Dez-06 0:53:23 Feng Yun-2D (29640 2006-53A)

2007-003 CZ3A-12 2-Fev-07 16:28:00 Beidou-1D (30323 2007-003A)

2007-011 CZ3A-13 13-Abr-07 20:11:00 Beidou-2A (31115 2007-011A)

2007-021 CZ3A-14 31-Mai-07 16:08:00 Xinnuo-3 'SinoSat-3' (31577 2007-021A)

Às 1608UTC do dia 31 de Maio de 2007 um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-14) era lançado desde Xichang com a missão de colocar em órbita o satélite de comunicações Xinnuo-3. Imagem: Xinhua.

Os últimos dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A. Todos os lançamentos tiveram lugar desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang, Plataforma LC2. Tabela: Rui C. Barbosa.

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Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo nos meses de Abril e Maio de 2007. Por debaixo de cada lançamento está referida uma sequência de quatro números que indica respectivamente o apogeu orbital (km), o perigeu orbital (km), a inclinação orbital em relação ao equador terrestre (º) e o período orbital (minutos). Estes dados são fornecidos pelo Space Track. Estes são os dados mais recentes para cada veículo à altura da edição deste número do Boletim Em Órbita.

Data UTC Des. Int. NORAD Designação Lançador Local Peso (kg) 07 Abr. 1731:14 2007-008A 31100 Soyuz TMA-10 (ISS-14S) 11A511U-FG Soyuz-FG (019) GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 (17P32-5) 09 Abr. 2254:00 2007-009A Anik F-3 8K82KM Proton-M/Briz-M (53516/88521) GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 11 Abr. 0327 2007-010A 31113 Hai Yang-1B CZ-2C Chang Zheng-2C (CZ2C-16) Taiyuan, LC1 13 Abr. 2011 2007-011A 31115 Beidou-1M CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-13) Xichang, LC3 17 Abr. 0646:35 2007-012 EgyptSat-1 15A18 Dnepr-1 GIK-5 Baikonur, LC109/95 SaudiSat-3;

SaudiComsat-3

SaudiComsat-4 SaudiComsat-5 SaudiComsat-6 SaudiComsat-7 PolySat-4 CP4 (P-POD A) AeroCube-2 (P-POD A) CSTB-1 (P-POD A) MAST (P-POD C) PolySat-3 CP3 (P-POD B) Libertad-1 (P-POD B) CAPE-1 (P-POD B)

Em Órbita


23 Abr. 1000 2007-013A AGILE PSLV-C8 (PSLV-CA) Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl AAM 24 Abr. 0648 2007-014A NFIRE Minotaur-I Wallops Island, LA0B 25 Abr. 2026:01 2007-015A AIM L-1011 Stargazer Pegasus-XL Vandenberg AFB 04 Mai. 2229 2007-016A Astra-1L Ariane-5ECA (V176/L536) CSG Kourou, ELA3 2007-016B Galaxy-17 12 Mai. 0325:38 2007-017A Progress M-60 (ISS-25P) 11A511U Soyuz-U (106) GIK-5 Baikonur, LC1 PU-6 13 Mai. 1601:02 2007-018A NigComSat-1 CZ-3B Chang Zheng-3B (CZ3B-8) Xichang, LC2 25 Mai. 0712 2007-019A Yaogan-II CZ-2C Chang Zheng-2D (CZ2D-8) Jiuquan, LA-2S 2007-019B Zheda PiXing-1 (MEMS-Pico) 29 Mai. 2030:31 2007-020A Globalstar-FM65 11A511U-FG Soyuz-FG/Fregat (021/1016) GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 2007-020B Globalstar-FM69 2007-020C Globalstar-FM71 2007-020D Globalstar-FM72 31 Mai. 1908 2007-021A Xinnuo-3 (SinoSat-3) CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-14) Xichang, LC2

Em Órbita


Outros Objectos Catalogados Data Lançamento Des. Int. NORAD Designação Veículo Lançador Local de Lançamento 04 Maio 2007-016C 31308 ESC-A (V175) Ariane-5ECA (V175/L536) CSG Kourou, ELA3 04 Maio 2007-016D 31309 Sylda (V175) Ariane-5ECA (V175/L536) CSG Kourou, ELA3 10 Maio 1999-025BPN 31310 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) Taiyuan, LC1 a (são catalogados 79 destroços resultantes do teste ASAT levado a cabo pela China a 11 de Janeiro de 2007) 10 Maio 1999-025BSV 31389 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) Taiyuan, LC1 22 Setembro 2006-041L 31390 (Destroço) M-V-7 Uchinoura SC, Kagoshima 12 Julho 2006-029D 31391 (Destroço) 15A18 Dnepr-1 Dombarovskiy 12 Julho 2006-029E 31392 (Destroço) 15A18 Dnepr-1 Dombarovskiy 12 Maio 2007-017B 31394 Block-I (Zh15000-106) 11A511U Soyuz-U (Zh15000-106) GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 13 Maio 2007-018B 31396 H-18 (CZ3B-8) CZ-3B Chang Zheng-3B (CZ3B-8) Xichang, LC2 30 Janeiro 1988-005S 31397 (Destroço) Meteor-2 (17) 11K68 Tsyklon-3 NIIP-53 Plesetsk, LC32 30 Janeiro 1988-005T 31398 (Destroço) Meteor-2 (17) 11K68 Tsyklon-3 NIIP-53 Plesetsk, LC32 30 Janeiro 1988-005U 31399 (Destroço) Meteor-2 (17) 11K68 Tsyklon-3 NIIP-53 Plesetsk, LC32 30 Janeiro 1988-005V 31400 (Destroço) Meteor-2 (17) 11K68 Tsyklon-3 NIIP-53 Plesetsk, LC32 30 Janeiro 1988-005W 31401 (Destroço) Meteor-2 (17) 11K68 Tsyklon-3 NIIP-53 Plesetsk, LC32 30 Janeiro 1988-005X 31402 (Destroço) Meteor-2 (17) 11K68 Tsyklon-3 NIIP-53 Plesetsk, LC32 21 Março 1996-017D 31403 (Destroço) PSLV-D3 Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl 31 Outubro 1979-095Q 31404 (Destroço) Meteor-2 (5) 8A92M Vostok NIIP-53 Plesetsk 18 Setembro 1959-007C 31405 (Destroço) Vanguard-3 Vanguard X-248 (SLV-7) Cabo Canaveral, LC-18A 09 Setembro 1980-073H 31406 (Destroço) Meteor-2 (6) 8A92M Vostok NIIP-53 Plesetsk 19 Maio 1966-041H 31407 (Destroço) Scout-A (S146C) Vandenberg AFB, PALC-D 27 Junho 1978-064R 31408 (Destroço) Seasat Atlas-F (23F) / Agena-D Vandenberg AFB, SLC-3W 05 Julho 2005-024J 31409 (Destroço) CZ-2D Chang Zheng-2D (CZ2D-6) Jiuquan, LA2 10 Maio 1999-025BSW 31410 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) Taiyuan, LC1 a (são catalogados 79 destroços resultantes do teste ASAT levado a cabo pela China a 11 de Janeiro de 2007) 10 Maio 1999-025BWD 31489 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) Taiyuan, LC1 10 Maio 1999-025BWE 31491 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) Taiyuan, LC1 a (são catalogados 79 destroços resultantes do teste ASAT levado a cabo pela China a 11 de Janeiro de 2007) 10 Maio 1999-025BZM 31570 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) Taiyuan, LC1 29 Maio 2007-020B 31572 Fregat (1016) 11A511U-FG Soyuz-FG/Fregat (021/1016) GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 29 Maio 2007-020E 31575 Block-I (021) 11A511U-FG Soyuz-FG/Fregat (021/1016) GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 31 Maio 2007-021B 31578 H-18 (CZ3A-14) CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-14) Xichang, LC2 15 Maio 1966-040AR 31579 (Destroço) Numbus-2 SLV-2A Thor Agena-B (456 TA6) Vandenberg AFB, 75-1-1 04 Novembro 1994-074J 31580 (Destroço) Resurs-O1 (3) 11K77 Zenit-2 GIK-5 Baikonur, LC45/1 14 Outubro 1999-057PC 31581 (Destroço) CBERS-1 CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-2) Taiyuan, LC1 a (são catalogados 13 destroços resultantes da satélite CBERS-1) 14 Outubro 1999-057PR 31594 (Destroço) CBERS-1 CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-2) Taiyuan, LC1

Em Órbita


Regressos / Reentradas

A primeira tabela indica alguns satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram nas passadas semanas. A segunda tabela indica os veículos ou satélites mais importantes que deverão reentrar na atmosfera nas próximas semanas. Estas informações são cedidas pelo Space Track. Ree: reentrou na atmosfera terrestre; Reg: regressou após a missão; Ino: inoperacional; Ope: Operacional.

Data Status Des. Int. NORAD Designação Lançador Data Lanç. Local Lançamento D. Órbita 02 Mai. Ree. 1967-092L 25408 (Destroço) Transit-17 Scout-A (S157C) 25 Setembrp Vandenberg AFB, SLC-5 14464 03 Mai. Ree. 1999-025J 29720 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 2915 04 Mai. Ree. 1998-067AT 30583 (Destroço) ISS 06 Mai. Ree. 2006-052C 29603 Delta-K (D321) Delta-2 7925-9,5 (D321) 17 Novembro Cabo Canaveral AFB 170 06 Mai. Ree. 2006-055D 29662 MARSCOM OV-103 Discovery STS-116 10 Dezembro Kennedy SC, LC-39B 147 07 Mai. Ree. 1999-025BJN 31184 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 2919 15 Mai. Ree. 2007-017B 31394 Block-I (Zh15000-106) 11A511U Soyuz-U (Zh15000-106) 12 Maio GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 3 23 Mai. Ree. 1999-025BWD 31489 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 2935 24 Mai. Ree. 1999-025FJ 29864 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 2936 27 Mai. Ree. 1988-112A 19713 Molniya-3 (34) 8K78M Molniya-M/L 22 Dezembro NIIP-53 Plesetsk, LC43/3 6730 28 Mai. Ree. 2007-005P 31111 (Destroço) H-2A/202 (F12) 24 Fevereiro Tanegashima, Yoshinubo 93 30 Mai. Ree. 2006-055C 29661 RAFT OV-103 Discovery STS-116 10 Dezembro Kennedy SC, LC-39B 147 31 Mai. Ree. 1999-025BUS 31454 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Taiyuan, LC1 2943

Quadro dos lançamentos orbitais previstos para Junho / Julho de 2007 Data Lançador Carga Local 07 Jun.* 11A511U Soyuz-U Cosmos 2427 (Kobalt-M (n.º 559)) GIK-1 Plesetsk, ??? 08 Jun.* Delta-2 7420-10C (D324) Cosmo-SkyMed F-1 Vandenberg AFB, SLC-2W 08 Jun.* OV-104 Atlantis STS-117 (ISS-13A) Kennedy SC, LC-39B/MLP2 ITS-S3/S4 10 Jun.* Shavit-2 Ofeq-7 Palmachin 15 Jun.* 15A18 Dnepr-1 TerraSAR-X GIK-5 Baikonur, LC109/95 15 Jun.* Atlas-5/401 (AV-009) USA-194 (NROL-30 (NOSS-3-F4A)) Cabo Canaveral AFS, SLC-41 USA-194 (2) (NROL-30 (NOSS-3-F4B)) 28 Jun.* 15A18 Dnepr-1 Genesis-II Dombarovskiy 29 Jun.* 11K77 Zenit-2M (1-2005) Cosmos 2428 (Tselina-2) GIK-5 Baikonur, LC45/1 01 Jul.* 11K65M Kosmos-3M SAR-Lupe 2 GIK-1 Plesetsk, LC132 05 Jul.* CZ-3B Chang Zheng-3B Zhongxing-6B ‘Chinasat-6B’ Xichang, LC2 07 Jul. 8K82KM Proton-M/Briz-M DirecTV-10 GIK-5 Baikonur, ??? * Já efectuado a quando da edição deste número do Boletim Em Órbita.

Em Órbita

Próximos Lançamentos Tripulados 7 de Agosto de 2007 STS-118 / ISS-13A.1 OV-104 Endeavour (20) KSC, LC-39A Scott Edward Kelly (2); Charles Owen Hobaugh (2); Rick Alan Mastracchio (2); Tracy E. Caldwell (1); Dafydd Rhys Williams (2); Barbara R. Morgan (1); Alvin Drew (1)

_________ 20 de Outubro de 2007 STS-120 / ISS-10A Node-2 OV-104 Atlantis (29) KSC, LC-39A Palmela Ann Melroy (2); George Zamka (1); Scott Eduard Parazynski (5); Douglas H. Wheelock (1); Stephanie D. Wilson (2); Paolo Nespoli (1); Daniel Michio Tani (2)


Em Órbita

10 de Outubro de 2007 Soyuz TMA-11 / ISS-15S 11A511FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Yuri Ivanovich Malenchenko (4); Peggy Annette Whitson (2); Sheik Muszaphar Shukor (1) Salizhan Shakirovich Sharipov; Edward Michael Fincke; Faiz bin-Khaleed

_________ 6 de Dezembro de 2007 STS-122 / ISS-1E Columbus OV-103 Discovery (34) KSC, LC-39A Stephan Nathaniel Frick (2); Alan G. Poindexter (1); Hans Wilhelm Schlegel (2); Stanley G. Love (1); Rex Joseph Walheim (2); Leland D. Melvin (1), Léopold Eyharts (2)


Em Órbita

A determinar STS-123 / ISS-1J/A OV-105 Endeavour (21) KSC, LC-39A Dominic Lee Pudwill Gorie (4); Gregory H. Johnson (1); Richard Michael Linnehan (4); Michael J. Foreman (1); Robert L. Behnken (1); Takao Doi (2); Garrett E. Reisman (1)

_________ 29 de Fevereiro de 2008 STS-124 / ISS-1J OV-104 Atlantis (30) KSC, LC-39A Mark E. Kelly (?); Kenneth T. Ham (1); Karen L. Nyberg – MS1 (?); Ronald J. Garan – MS2 (1); Michael Fossum – MS3/EV1 (?); Steven Bowen – MS4/EV2(1); Akihiko Hoshide (1) – MS5


Em Órbita

8 de Abril de 2008 Soyuz TMA-12 / ISS-16S 11A511FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Sergey Volkov (1); Oleg Kononenko (1); Cosmonauta Sul-coreano (1) Sergey Krikalev; Maksim Surayev; Cosmonauta Sul-coreano

_________ 10 de Julho de 2008 STS-119 / ISS-15A (ITS-S6) OV-105 Endeavour (22) KSC, LC-39A Comandante (?); Piloto (?); Michael Gernhardt (?); Especialista de Voo (?); Especialista de Voo (?); Especialista de Voo (?); Sandra Magnus (?); Nicole Scott (Suplente de Sandra Magnus)

_________ 11 de Setembro de 2008 STS-125 / HST-SM-04 OV-104 Atlantis (31) KSC, LC-39A Scott Altman (?); Gregory C. Johnson (1); John M. Grunsfeld (?); Michael J. Massimino (?); Andrew J. Feustel (1); Michael T. Good (1); K. Megan McArthur (1)


Em Órbita

?? de Outubro de 2008 Shenzhou-7 CZ-2F Chang Zheng-2F (CZ2F-7) Jiuquan Comandante (?); Yuangyuan (?); Yuangyuan (?) Comandante; Yuangyuan; Yuangyuan 9 de Outubro de 2008 STS-126 / ISS ULF-2 OV-103 Discovery (35) KSC, LC-39A Comandante (?); Piloto (?); Especialista de Voo (?); Especialista de Voo (?); Especialista de Voo (?); Especialista de Voo (?); Koichi Wakata (?); Soichi Noguchi (Suplente de Koichi Wakata) Para além das missões referidas o manifesto dos vaivéns espaciais prevê ainda as seguintes missões. Estão também incluídas as missões russas e chinesas. ??-???-08 STS-127 OV-104 Atlantis ISS-2J/A – Missão científica. ??-???-08 STS-128 OV-105 Endeavour ISS-ULF3 – Missão logística / MPLM Donatello. ??-???-08 STS-129 OV-103 Discovery ISS-UF4 – Missão logística. ??-???-08 STS-130 OV-105 Endeavour ISS-19A – Missão logística / MPLM Donatello. ??-???-09 STS-131 OV-103 Discovery Missão de reserva ??-???-09 STS-132 OV-105 Endeavour ISS-20A – Node-3 e Cupola. ??-???-09 STS-133 OV-103 Discovery Missão de reserva ? -??? -10 Shenzhou-8 Shenzhou-8 Laboratório espacial ? -??? -10 Shenzhou-9 Shenzhou-9 Acoplagem não tripulada ? -??? -10 Shenzhou-10 Shenzhou-10 Acoplagem tripulada


Em Órbita

Futuras Expedições na ISS A seguir apresenta-se uma relação dos futuros membros das Expedições à ISS

Expedição 16 A composição da Expedição 16 apresenta várias alterações ao longo do seu período de duração. Desta Expedição farão parte Peggy Annette Whitson (Comandante), Yuri Ivanovich Malenchenko (Enhenheiro de Voo n.º 1), Daniel Michio Tani, Léopold Eyharts e Garrett E. Reisman. Peggy Whitson e Yuri Malenchenko serão lançados a bordo da Soyuz TMA-11 a 6 de Outubro de 2007, juntando-se a Daniel Tani já em órbita. Tani regressará à Terra a bordo da missão STS-122 lançada a 5 de Novembro de 2007 e que transportará Lépold Eyharts para a estação. Eyharts por sua vez será substituído pelo americano Garrett Reisman que será lançado a bordo da missão STS-123.

A tripulação suplente da Expedição 16 é composta por Edward Michael Fincke (Comandante), Salizhan Shakirovich Sharipov (Engenheiro de Voo) e Frank De Winne (Suplente de Léopold Eyharts).

Expedição 17 A tripulação da Expedição 17 será composta por Sergei

Aleksandrovich Volkov e Oleg Dmitriyevich Kononenko que chegarão à ISS em Abril de 2008 para se juntarem a Gerrett Reisman que regressará à Terra na missão STS-119 que por sua vez transportará Sandra Magnus.

A tripulação suplente da Expedição 17 é composta por Sergei Konstantinovich Krikalev (Comandante) e Maksim Viktorovich Surayev (Engenheiro de Voo). O astronauta Timothy L. Kopra também deverá fazer parte da Expedição 17.

Expedição 18 A tripulação da Expedição 18 será composta por Edward Michael Fincke e Salizhan Shakirovich Sharipov que chegarão à ISS a bordo da Soyuz TMA-13 para se juntarem a Sandra Magnus que regressará à Terra na missão STS-129 que por sua vez transportará Koichi Wakata.


Em Órbita

Cronologia Astronáutica (XXXVI) Por Manuel Montes

-1936: A Guerra Civil Espanhola contempla a utilização de foguetes de pólvora para enviar materiais de propaganda para o

outro lado das linhas do inimigo. Também se usam para dificultar o avanço da aviação, uma forma de defensa antiaérea muito primitiva.

-1936: Valentin Glushko publica "Propolentes Líquidos para Motores a Reacção".

-1936: P.E. Cleator, activo membro da British Interplanetary Society, edita "Rockets Through Space", um dos primeiros livros sobre astronáutica técnica aparecidos nas Ilhas Britânicas.

-Fevereiro de 1936: Com o apoio de Theodore von Kármán, três jovens investigadores do California Institute of Technology propõem-se realizar estudos na área dos foguetões. A intenção de Frank Malina, John Parsons e Edward Forman será a de desenvolver um foguetão para a investigação da alta atmosfera. Este será o embrião do Projecto GALCIT. Em anos posteriores, o grupo terá uma importância decisiva no desenvolvimento dos foguetões nos Estados Unidos.

-Março de 1936: Definem-se com precisão quais serão as características do míssil A-4 que deverá ser desenvolvido pela equipa de von Braun. O A-4 converter-se-á posteriormente na famosa V-2, a arma da Vingança.

-16 de Março de 1936: A Smithsonian Institution publica "Liquid Propellant Rocket Development", de Robert Goddard, outro dos trabalhos seminais deste pai da astronáutica. Neste livro reúne boa parte das suas últimas investigações no campo dos foguetões.

-Abril de 1936: Walter Dornberger, o responsável da equipa na que trabalha von Braun, entra em contacto com a Força Aérea Alemã para oferecer a possibilidade de aplicar os foguetões em aviões de combate. O general da Luftwaffe, Albert Kesselring, aceita. Não é senão outro passo em frente, já que um ano antes outras conversações com von Richtofen se materializaram com a instalação de motores de foguetão em aviões experimentais Heinkel 112. O aumento de trabalho significará mais dinheiro para von Braun e seus homens, assim como a necessidade de procurar um lugar mais amplio. Peenemünde será o lugar eleito.

-6 de Abril de 1936: Os soviéticos põem pronto um foguetão sonda que designam como Aviavnito. Está equipado com o motor 12-K, com 300 kg de impulso. Com 3 metros de altura e cerca de 100 kg de peso, o seu primeiro lançamento não tem muito sucesso.

-11 de Maio de 1936: Goddard leva a cabo os testes do seu novo foguetão L, mais avançado que os anteriores. Os testes realizam-se até Agosto de 1938 com um total de 30 ensaios, incluindo 17 voos. Tais testes são divididos em três secções (A, B e C). O foguetão da série L terá um motor similar ao do ensaio K-6, de 24,4 cm de diâmetro, pressurizado por nitrogénio. O veículo L-A, além do mais, terá 4 metros de altura, 45 cm de diâmetro e um peso no vazio de quase 100 kg. O primeiro teste (L-A1) é estático e acaba com uma explosão devido a uma válvula. Os testes seguintes (L-A2 a A4) são levados a cabo com níveis de êxito distintos.

-Julho de 1936: O primeiro avião-foguetão soviético, o RP-318, emerge da mesa de desenho de Korolev e de seus engenheiros.

-31 de Julho de 1936: Por fim, Goddard lança o primeiro foguetão completo da série L (A5). Alcança cerca de 60 metros de altitude.

-3 de Outubro de 1936: Goddard volta a tentar lançar um foguetão da série L (A6). Um novo desenho da estrutura permite reduzir o seu peso em 19 kg. Também alcança cerca de 60 metros de altitude, momento em que se dá a perfuração do motor.

-31 de Outubro de 1936: Um grupo de estudantes liderados por Frank Malina e pertencentes ao Guggenheim Aeronautical Laboratory, do California Institute of Technology, lança o seu primeiro foguetão experimental de combustível líquido. O lançamento tem desde Arroyo Seco, junto a Pasadena. O êxito da iniciativa levará à formação do GALCIT Rocket Research Project em 1937.

-7 de Novembro de 1936: Goddard lança o foguetão L-A7. Este veículo é especial porque supõe a união de quatro motores cujo peso é o dobro do motor único utilizado até então. Cada um tem um diâmetro de 14,6 cm. O voo decorre sem problemas, até aos 60 metros de altitude, momento em que um deles se perfura e se perde o controlo. Goddard comprova que a ascensão é estável e que a orientação poderia levar-se a cabo sem sistemas adicionais, simplesmente regulando o impulso individual dos motores. Satisfeito, Goddard decide passar à próxima etapa de ensaios (B), durante a qual fará oito ensaios, sendo dois estáticos. Assim, em Novembro, os três motores recuperados do A7 são utilizados durante o teste L-B8 para comprovar o uso de diferentes propolentes. Durante o ensaio seguinte (L-B9) é aumentado o fluxo de oxigénio ao se notas que não há muita diferença entre a utilização de gasolina e outros combustíveis, mas o motor estático é perfurado.


Em Órbita

-18 de Dezembro de 1936: No voo livre L-B10, o foguetão de Goddard tem 4,4 metros de altura e um peso no vazio de somente 35,4 kg. Volta-se á utilização de motores de 14,6 cm de diâmetro para conseguir grandes altitudes o mais cedo possível. O veículo ascende, mas inclina-se rapidamente devido à acção das guias da torre de lançamento. O foguetão vai parar a uns 610 metros do local de lançamento, sem se determinar a altitude alcançada.

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


Em Órbita

Estatísticas do Voo Espacial tripulado Esta secção do Em Órbita será dedicada a estabelecer as estatísticas relacionadas com o programa espacial tripulado em geral.

Os 10 mais experientes

Sergei Konstantinovich Krikalev (Soyuz TM-7; Soyuz TM-12; STS-60; STS-80; Soyuz TM-31; Soyuz TMA-6) Tempo total de voo: 803d 09h 33m 29s

Sergei Vasilyevich Avdeyev (Soyuz TM-15; Soyuz TM-22; Soyuz TM-28) Tempo total de voo: 747d 14h 14m 11s – 14 de Fevereiro de 2003

Valeri Vladimirovich Polyakov (Soyuz TM-6; Soyuz TM-18) Tempo Total de voo: 678d 16h 33m 36s – 1 de Junho de 1995

Anatoli Yakovlevich Solovyov (Soyuz TM-5; Soyuz TM-9; Soyuz TM-15; STS-71; Soyuz TM-26) Tempo total de voo: 651d 00h 02m 00s – 2 de Fevereiro de 1999

Alexander Yurievich Kaleri (Soyuz TM-14; Soyuz TM-24; Soyuz TM-30; Soyuz TMA-3) Tempo total de voo: 610d 03h 40m 59s

Victor Mikhailovich Afanasyev (Soyuz TM-11; Soyuz TM-18; Soyuz TM-29; Soyuz TM-33) Tempo total de voo: 555d 18h 28m 48s – 17 de Abril de 2006

Yuri Vladimirovich Usachyov (Soyuz TM-18; Soyuz TM-23; STS-101; STS-102) Tempo total de voo: 552d 22h 19m 12S – 5 de Abril de 2004

Musa Khiramanovich Manarov (Soyuz TM-4; Soyuz TM-11) Tempo total de voo: 541d 00h 28m 48s – 23 de Julho de 1992

Alexander Stepanovich Viktorenko (Soyuz TM-3; Soyuz TM-8; Soyuz TM-14; Soyuz TM-20) Tempo total de voo: 489d 01h 40m 48s – 30 de Maio de 1997

Nikolai Mikhailovich Budarin (STS-71; Soyuz TM-27; STS-113) Tempo total de voo: 444d 01h 26m 24s – 7 de Setembro de 2004

As datas após o ‘Tempo total de voo’ indicam a altura em que deixou o activo.


Em Órbita

Os 10 voos mais longos

Valeri Vladimirovich Polyakov 437d 16h 48m 00s Soyuz TM-18 (Mir EO-15/16/17) De 8 de Janeiro de 1994 (Soyuz TM-18) a 22 de Março de 1995 (Soyuz TM-20) Sergei Vasilyevich Avdeyev 379d 14h 24m 00s Soyuz TM-28 (Mir EO-26/27) De 13 de Agosto de 1998 (Soyuz TM-28) a 28 de Agosto de 1999 (Soyuz TM-29) Musa Khiramanovich Manarov 365d 21h 36m 00s Soyuz TM-4 (Mir EO-3) De 21 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-4) a 21 de Dezembro de 1988 (Soyuz TM-6) Vladimir Georgievich Titov 365d 21h 36m 00s Soyuz TM-4 (Mir EO-3) De 21 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-4) a 21 de Dezembro de 1988 (Soyuz TM-6) Yuri Viktorovich Romanenko 326d 12h 00m 00s Soyuz TM-2 (Mir EO-2/3) De 5 de Fevereiro de 1987 (Soyuz TM-2 )a 29 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-3) Sergei Konstantinovich Krikalev 311d 19h 12m 00s Soyuz TM-12 (Mir EO-9/10) De 18 de Maio de 1991 (Soyuz TM-12) a 25 de Março de 1992 (Soyuz TM-13) Valeri Vladimirovich Polyakov 240d 21h 36m 00s Soyuz TM-6 (Mir EO-3/4) De 29 de Agosto de 1988 (Soyuz TM-6) a 27 de Abril de 1989 (Soyuz TM-7) Leonid Denisovich Kizim 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11) Vladimir Alexeievich Solovyov 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11) Oleg Yurievich Atkov 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11)


Em Órbita

Os 10 menos experientes

Gherman Stepanovich Titov 1d 01h 18m 00s Vostok-2 Boris Borisovich Yegorov 1d 00h 17m 03s Voskhod-2 Konstantin Petrovich Feoktistov 1d 00h 17m 03s Voskhod-2 Yang Liwei 0d 21h 21m 36s Shenzhou-5 Virgil Ivan 'Gus' Grissom 0d 05h 08m 37s MR-4 Literty Bell-7 Malcom Scott Carpenter 0d 04h 56m 05s MA-7 Aurora-7 Yuri Alexeievich Gagarin 0d 01h 48m 00s Vostok-1 Sharon Christa McAuliffe 0d 00h 01m 13s STS-51L Challenger Gregory Bruce Jarvis 0d 00h 01m 13s STS-51L Challenger Michael John Smith 0d 00h 01m 13s STS-51L Challenger

Com maior número de voos Jerry Lynn Ross 7 Franklin R. Los Angeles Chang-Diaz 7 John Watts Young 6 Curtis Lee Brown, Jr. 6 James Donald Wetherbee 6 Collin Michael Foale 6


Em Órbita

Os 10 mais experientes em AEV

Anatoli Yakovlevich Solovyov 72h 28m – 14

Michael Eladio Lopez-Alegria 67h 40m – 10

Jerry Lynn Ross 58h 32m – 9

Steven Lee Smith 49h 48m – 7

Joseph Richard Tanner 46h 29m – 7

Robert Lee Curbeam 45h 34m – 7

Nikolai Mikhailovich Budarin 44h 25m – 8

James Hansen Newman 43h 13m – 6

Yuri Ivanovich Onufriyenko 42h 33m – 8

Talgat Amangeldyevich Musabayev 41h 13m – 8

Cosmonautas e Astronautas Segundo a FAI 454 Segundo a USAF 460 Cosmonautas e Astronautas em órbita 451


Em Órbita

Número de cosmonautas e astronautas por país (segundo a definição da Federação Astronáutica Internacional)

Rússia 99 Canadá 8 Espanha 1

Estados Unidos 287 Arábia Saudita 1 Eslováquia 1

Checoslováquia 1 Holanda 2 África do Sul 1

Polónia 1 México 1 Israel 1

Alemanha 10 Síria 1 China 3

Bulgária 2 Afeganistão 1 Brasil 1

Hungria 1 Japão 6 Suécia 1

Vietname 1 Reino Unido 1 TOTAL – 454

Cuba 1 Áustria 1

Mongólia 1 Bélgica 2

Roménia 1 Suíça 1

França 9 Itália 4

Índia 1 Ucrânia 1


Em Órbita

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 (Newtons). 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.

Combustíveis e Oxidantes N2O4 – Tetróxido de Nitrogénio (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)2NNH2 ) – 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.

NH4ClO4 – 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.


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Em Órbita n.º 71 Maio de 2007