La agencia espacial india (ISRO) ha lanzado hoy domingo 9 de septiembre de 2012 a las 04:23 UTC un cohete PSLV-CA (misión C21) desde el Complejo de Lanzamiento FLP (First Launch Pad) del Centro Espacial Satish Dhawan (SHAR) en la isla de Shriarikota. La carga principal era el satélite francés SPOT 6, aunque también se lanzó el minisatélite japonés PROITERES.
SPOT 6
El SPOT 6 (Satellite Probatoire de l'Observation de la Terre 6) es un satélite para la observación de la Tierra de 712 kg construido por EADS Astrium para la empresa francesa Spot Image usando el AstroBus-L. Al igual que su gemelo el SPOT 7, que debe ser lanzado en 2014, el SPOT 6 posee un sistema óptico formado por dos cámaras capaces de realizar imágenes que cubrirán 600 x 60 kilómetros con una resolución de 1,5 metros en color o en blanco y negro, o de 6 metros en imágenes multiespectrales. El uso de dos cámaras similares permitirá levantar mapas en tres dimensiones del terreno. Las cámaras son sensibles a las longitudes de onda de 450-745 nm y en las bandas azul (450-520 nm), verde (530-590 nm), rojo (625-695 nm) e infrarrojo cercano (760-890 nm).
Estará situado en una órbita polar heliosíncrona de 655 km de altura con una inclinación de 98,2º, la misma órbita empleada por los satélites franceses Pléiades-HR, estos últimos con una resolución de 50 cm. La serie SPOT 6/7 sustituye a la anterior familia SPOT 4/5, con una resolución de 2,5-5 metros y presenta un diseño completamente diferente. Una vez lanzado el SPOT 7, ambos satélites fotografiarán una superficie de siete millones de kilómetros cuadrados al día. Se calcula que su vida útil puede alcanzar los diez años. A diferencia de los anteriores satélites de la mítica serie SPOT, los SPOT 6 y 7 son los primeros desarrollados por Astrium usando únicamente fondos privados.
PROITERES y mRESINS
PROITERES (PRoject of OIT Electric-Rocket-Engine Onboard Small Space Ship) es un microsatélite japonés de 15 kg construido por el Instituto de Tecnología de Osaka capaz de realizar imágenes en alta resolución de la región de Kansai. También probará nuevas tecnologías, incluyendo un motor iónico.
mRESINS (mini Redundant Strapdown Inertial Navigation System) no es un satélite propiamente dicho, sino que se trata de una unidad con aviónica de prueba para el sistema de navegación del cohete PSLV-CA unida a la cuarta etapa. mRESINS debe sustituir al sistema de navegación inercial RESINS usado actualmente por la ISRO en el PSLV.
PSLV-CA
El PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) es un cohete de cuatro etapas que combina de forma alterna fases de combustible sólido y líquido. El PSLV-CA es la versión básica del lanzador sin cohetes de combustible sólido (PSOM) y tiene una capacidad de 2100 kg en LEO y 1100 kg en una órbita polar heliosíncrona SSO. Tiene una longitud de 44,4 metros y una masa de 230 toneladas al lanzamiento.
La primera fase (PS-1 ó S-138), de 20,34 x 2,8 m, es uno de los cohetes de combustible sólido más potentes del mundo, con un empuje de 4430 kN (4787 kN en el vacío) y 269 segundos de impulso específico. El combustible consiste en 138 toneladas de polibutadieno (HTPB) y el fuselaje está fabricado en acero. El control de guiñada y cabeceo se consigue mediante un ingenioso sistema de inyección de una solución acuosa de perclorato de estroncio en la tobera. El líquido se almacena en contenedores cilíndricos pegados a la base de la primera etapa con la apariencia de pequeños cohetes de combustible sólido. Este sistema de control se denomina SITVC (Secondary Injection Thrust Vector Control System). La primera fase funciona durante 102 segundos.
Montaje de la primera etapa del PSLV-CA (C21) (ISRO).
La versión PSLV-CA se caracteriza por no incorporar ningún cohete de combustible sólido PSOM (S-9), frente a los seis usados en otras versiones. Estos cohetes aceleradores tienen unas dimensiones de 9,99 x 1 m y un empuje de 677 kN cada uno, con 9 toneladas de HTPB de combustible. En las misiones con cohetes PSOM, cuatro de ellos se encienden durante el lanzamiento y dos restantes 25 segundos después.
La segunda etapa (PS2 / L-40) tiene unas dimensiones de 12,8 x 2,8 metros y utiliza una carga de combustible hipergólico consistente en 41,7 toneladas de tetróxido de nitrógeno y UH25 (una versión de la hidrazina). Emplea un motor Vikas de 724 kN de empuje (804 kN en el vacío). Este motor se trata en realidad de un Viking 4 europeo empleado en el Ariane 4 y fabricado en la India bajo licencia. La segunda etapa funciona durante 148 segundos.
La tercera etapa (PS3 / S-7) emplea 7,6 toneladas de HTPB y tiene un empuje de 242 kN. Sus dimensiones son de 2,0 x 3,6 metros. Su chasis es de fibra epoxi con Kevlar y la tobera puede moverse ±2° para el control en guiñada y cabeceo. Para el control de giro se usa el sistema de control a reacción (RCS) de la cuarta etapa. Funciona durante 110 segundos.
La cuarta etapa (PS4 / L-2.5) usa 0,82 toneladas de varios óxidos de nitrógeno (MON-3) y MMH. Sus dimensiones son de 2,8 x 2,6 metros y tiene dos motores de 7,3 kN cada uno. Cada tobera puede moverse ±3°. El sistema de navegación inercial del cohete se encuentra en la cuarta etapa. Funciona durante 526 segundos. La cofia tiene un diámetro de 3,2 metros.
Lanzamiento
El centro espacial de Satish Dhawan (SHAR) tiene dos rampas de lanzamiento para el PSLV denominadas First Launch Pad (FLP) y Second Launch Pad (SLP). La situación del centro, con una latitud de sólo 13,5º N, permite a la ISRO aprovechar casi todo el potencial de sus lanzadores. El PSLV se integra en vertical en el VAB (Vehicle Assembly Building) y luego se transporta sobre la plataforma móvil MLP (Mobile Launch Pedestal) a la rampa, a un kilómetro del VAB, aproximadamente. El MLP se mueve a una velocidad de 7 metros por minuto. Una vez en la rampa se conecta a la torre umbilical fija UT (Umbilical Tower). El PSLV se puede lanzar con un azimut de 102º para lanzamientos a una órbita de transferencia geoestacionaria (GTO) o de 140º para lanzamientos a órbitas polares. Debido a que el azimut de la rampa es de 135º, es necesaria una maniobra de giro del vehículo tras el despegue.
Lanzamiento del PSLV-C21 (ISRO).
El SPOT 6 (Satellite Probatoire de l'Observation de la Terre 6) es un satélite para la observación de la Tierra de 712 kg construido por EADS Astrium para la empresa francesa Spot Image usando el AstroBus-L. Al igual que su gemelo el SPOT 7, que debe ser lanzado en 2014, el SPOT 6 posee un sistema óptico formado por dos cámaras capaces de realizar imágenes que cubrirán 600 x 60 kilómetros con una resolución de 1,5 metros en color o en blanco y negro, o de 6 metros en imágenes multiespectrales. El uso de dos cámaras similares permitirá levantar mapas en tres dimensiones del terreno. Las cámaras son sensibles a las longitudes de onda de 450-745 nm y en las bandas azul (450-520 nm), verde (530-590 nm), rojo (625-695 nm) e infrarrojo cercano (760-890 nm).
SPOT 6 (Astrium).
SPOT 6 trabajará en conjunción con los satélites Pléiades (Astrium).
Familia SPOT (Astrium).
PROITERES y mRESINS
PROITERES (PRoject of OIT Electric-Rocket-Engine Onboard Small Space Ship) es un microsatélite japonés de 15 kg construido por el Instituto de Tecnología de Osaka capaz de realizar imágenes en alta resolución de la región de Kansai. También probará nuevas tecnologías, incluyendo un motor iónico.
PROITERES (ISRO).
PSLV-CA
El PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) es un cohete de cuatro etapas que combina de forma alterna fases de combustible sólido y líquido. El PSLV-CA es la versión básica del lanzador sin cohetes de combustible sólido (PSOM) y tiene una capacidad de 2100 kg en LEO y 1100 kg en una órbita polar heliosíncrona SSO. Tiene una longitud de 44,4 metros y una masa de 230 toneladas al lanzamiento.
PSLV (ISRO).
La primera fase (PS-1 ó S-138), de 20,34 x 2,8 m, es uno de los cohetes de combustible sólido más potentes del mundo, con un empuje de 4430 kN (4787 kN en el vacío) y 269 segundos de impulso específico. El combustible consiste en 138 toneladas de polibutadieno (HTPB) y el fuselaje está fabricado en acero. El control de guiñada y cabeceo se consigue mediante un ingenioso sistema de inyección de una solución acuosa de perclorato de estroncio en la tobera. El líquido se almacena en contenedores cilíndricos pegados a la base de la primera etapa con la apariencia de pequeños cohetes de combustible sólido. Este sistema de control se denomina SITVC (Secondary Injection Thrust Vector Control System). La primera fase funciona durante 102 segundos.
Montaje de la primera etapa del PSLV-CA (C21) (ISRO).
La versión PSLV-CA se caracteriza por no incorporar ningún cohete de combustible sólido PSOM (S-9), frente a los seis usados en otras versiones. Estos cohetes aceleradores tienen unas dimensiones de 9,99 x 1 m y un empuje de 677 kN cada uno, con 9 toneladas de HTPB de combustible. En las misiones con cohetes PSOM, cuatro de ellos se encienden durante el lanzamiento y dos restantes 25 segundos después.
La segunda etapa (PS2 / L-40) tiene unas dimensiones de 12,8 x 2,8 metros y utiliza una carga de combustible hipergólico consistente en 41,7 toneladas de tetróxido de nitrógeno y UH25 (una versión de la hidrazina). Emplea un motor Vikas de 724 kN de empuje (804 kN en el vacío). Este motor se trata en realidad de un Viking 4 europeo empleado en el Ariane 4 y fabricado en la India bajo licencia. La segunda etapa funciona durante 148 segundos.
Segunda etapa del PSLV-CA (C21) (ISRO).
La tercera etapa (PS3 / S-7) emplea 7,6 toneladas de HTPB y tiene un empuje de 242 kN. Sus dimensiones son de 2,0 x 3,6 metros. Su chasis es de fibra epoxi con Kevlar y la tobera puede moverse ±2° para el control en guiñada y cabeceo. Para el control de giro se usa el sistema de control a reacción (RCS) de la cuarta etapa. Funciona durante 110 segundos.
La cuarta etapa (PS4 / L-2.5) usa 0,82 toneladas de varios óxidos de nitrógeno (MON-3) y MMH. Sus dimensiones son de 2,8 x 2,6 metros y tiene dos motores de 7,3 kN cada uno. Cada tobera puede moverse ±3°. El sistema de navegación inercial del cohete se encuentra en la cuarta etapa. Funciona durante 526 segundos. La cofia tiene un diámetro de 3,2 metros.
Tercera y cuarta etapas del PSLV-CA (C21) (ISRO).
Lanzamiento
El centro espacial de Satish Dhawan (SHAR) tiene dos rampas de lanzamiento para el PSLV denominadas First Launch Pad (FLP) y Second Launch Pad (SLP). La situación del centro, con una latitud de sólo 13,5º N, permite a la ISRO aprovechar casi todo el potencial de sus lanzadores. El PSLV se integra en vertical en el VAB (Vehicle Assembly Building) y luego se transporta sobre la plataforma móvil MLP (Mobile Launch Pedestal) a la rampa, a un kilómetro del VAB, aproximadamente. El MLP se mueve a una velocidad de 7 metros por minuto. Una vez en la rampa se conecta a la torre umbilical fija UT (Umbilical Tower). El PSLV se puede lanzar con un azimut de 102º para lanzamientos a una órbita de transferencia geoestacionaria (GTO) o de 140º para lanzamientos a órbitas polares. Debido a que el azimut de la rampa es de 135º, es necesaria una maniobra de giro del vehículo tras el despegue.
Configuración de lanzamiento (ISRO).
Fases del lanzamiento de la misión C21 (ISRO).
VAB (ISRO).
El SPOT 6 antes de ser introducido en la cofia (ISRO).
Carga útil dentro de la cofia (ISRO).
El cohete se traslada a la rampa (ISRO).
Lanzamiento (ISRO).
¿Con menos de 15 kg ya puede tener un motor ionico?
ResponderEliminarEs impresionante
Carlos T (EA3HAH) dice:
ResponderEliminarDaniel, he encontrado un poco mas de información con respecto al microsat, y con tu permiso, te la paso (es una traducción y adaptación de las fuentes originales):
Un equipo de estudiantes y profesores del Osaka Institute of Technology (OIT) han desarrollado un pequeño satélite (tipo MicroSat) con un motor cohete de propulsión eléctrica, que se ha instalado con un equipo de radio. El proyecto ha sido denominado PROITERES (PRoject of OIT Electric-Rocket-Engine Onboard Small Space Ship= Proyecto de la OIT de cohete de propulsión eléctrica en espacio reducido) tiene como objetivo demostrar la tecnología eléctrica de vuelo manejando un satélite ultra-pequeño y vigilar el distrito de Kansai con una cámara de alta resolución. PROITERES también tiene como objetivo reducir los costes de desarrollo y acortar el tiempo de desarrollo drásticamente por la miniaturización del satélite y sus componentes.
El proyecto se centrará en:
1. Verificación experimental de las características de propagación de la señal de radio de dos vías utilizando las bandas de frecuencias de radioaficionados.
2. Pruebas de comunicación y su retroalimentación con el objetivo de mejora de la tecnología de comunicación por satélite mediante el uso bienes de consumo corrientes.
3. El seguimiento y la comunicación con nuestro satélite por las estaciones terrestres de radioaficionados por todo el mundo.
4. Desarrollo del motor cohete eléctrico.
5. Supervisión con una cámara de alta resolución del Distrito Kansai, especialmente Osaka, cerca de Yodogawa cuenca.
Para los que quieran seguirlo este satélite transmite en la frecuencia de 437,485 MHz modos de FM / AFSK. La nave espacial lleva una cámara y la CPU doble y ejecuta el sistema operativo Linux. El indicativo de radioaficionado es JL3YZK.
Hola Daniel: ¿Puedes dar más detalles del mecanismo de control mediante perclorato de estroncio? Es que por más vueltas que le doy, no se me ocurre como puede funcionar eso...
ResponderEliminarestos indues se mandaron un cohete dela mil ostia ,¿pero
ResponderEliminarpor que los franceses recuren a este cohete teniendo el flamante vega.