SSLV – HOMEM DO ESPAÇO

Small Satellite Launch Vehicle – foguete comercial indiano de resposta rápida

O lançador tem 2 metros de diâmetro básico e 34 metros de comprimento, massa de decolagem de 120 toneladas, com três estágios de propulsão de combustivel sólido e um módulo líquido como estágio de impulsão final

VEÍCULO DE LANÇAMENTO DE SATÉLITES PEQUENOS (SSLV)

O Small Satellite Launch Vehicle (SSLV) é um foguete configurado com três estágios de propulsão sólida e módulo de ajuste de velocidade (VTM) baseado em propulsão líquida como estágio final. O SSLV tem 2 mestros de diâmetro e 34 m de comprimento com peso de decolagem de aproximadamente 120 toneladas. O SSLV é capaz de lançar um satélite de ~500kg em órbita de 500km a partir de SDSC/SHAR. As principais características do SSLV são baixo custo, com baixo tempo de preparação, flexibilidade para acomodar vários satélites, viabilidade de lançamento sob demanda, requisitos mínimos de infraestrutura de lançamento etc.

Os novos sistemas no SSLV incluem:

Motor SS1: O terceiro maior propulsor de propelente sólido da ISRO.
Motor SS3: Novo motor de combustível sólido para estágio superior em envelope de material composto.
Sistema de separação circular expansível baseado em fole para o segundo estágio.
Super capacitores para alimentação de sistemas pirotécnicos.
Carenagem de cabeça em material composto com extremidade ogival com sistema de proteção térmica de cortiça co-curada.
Estágio superior baseado em propulsão líquida para injeção precisa do satélite.

CAPACIDADE DE CARGA

Satélites Simples/Multi-satélites – Nano, Micro e Minisatélites
Satélite único até 500kg em órbita planar de 500km
Vários satélites que variam de 10 kg a 300 kg em órbita planar de 500 km

Opções de disposição das cargas úteis na carenagem de cabeça do foguete

CONFIGURAÇÃO DO VEÍCULO

2 metros de diâmetro x 34m de comprimento
Massa de decolagem: ~ 120 toneladas
Três estágios de propulsão sólido
Módulo líquido como estágio de impulsão final

Foguete separado em seus componentes principais; o quarto estágio não é mostrado

CAPACIDADES DE CARGA

Satélites simples/ multissatélites – nano, micro e minisatélites
Satélite único até 500kg em órbita de 500 km
Vários satélites que variem de 10 kg a 300 kg em órbita de 500 km

Especificações técnicas dos estágios

Estágio 1: SS1

Propelente	Propelente Sólido baseado em HTPB
Máx. Impulso vac	2.496 kN (265.126,2 kgf)
Tempo de queima	94,3 segundos

Estágio 2: SS2

Propelente	Propelente Sólido baseado em HTPB
Máx. Impulso no vácuo	234,2 kN (25.492,9 kgf)
Tempo de queima	113,1 segundos

Estágio 3: SS3

Propelente	Propelente Sólido baseado em HTPB
Máx. Impulso vac	160 kN (16.315,5 kgf)
Tempo de queima	106,9 segundos

Módulo de ajuste de velocidade (Velocity Trimming Module – VTM)

Módulo de ajuste de velocidade baseado em bipropelentes 50 Newtons, com 8 motores de 50 N para controle de atitude RCS e 8 motores axiais de 50 N de adição de velocidade.

Propelentes	Líquidos: MMH (monometil hidrazina) + MON-3 (óxidos mistos de nitrogênio)
Impulso máximo no vacuo (unitário / 16 unit.)	16 x 50 N (5,09 kgf)

Lições do SSLV-D1

O lançamento do D-2 visava conferir as modificações feitas após o fracasso do primeiro voo do modelo, feito em 7 de agosto do ano passado. Durante a missão, foram verificados vários defeitos: Basicamente, o mecanismo de separação de terceiro estágio (explosivo) “tocou” o veículo com mais força e por mais tempo do que o esperado, saturando os acelerômetros de bordo e fazendo com que o software de vôo os desabilitasse por fornecer leituras erradas. Os acelerômetros ainda funcionaram bem depois que as vibrações diminuíram, então, se o software tivesse previsto isso, eles poderiam ter sido usados mais tarde. De qualquer forma, o software estava operando em malha aberta, não recebendo dados de sensores externos, o que significava que estava navegando às cegas e sendo menos preciso do que poderia ser se os dados do acelerômetro fossem incorporados na orientação nominal de malha fechada.
Finalmente, o estágio VTM não foi acionado propositalmente devido a preocupações de que seria prejudicial para atingir a órbita após um voo em malha aberta. Os resíduos maiores e o desvio do VTM levaram a uma subvelocidade de ~ 56m/s.

Modificações para o segundo voo

Alteração do sistema de separação – o mecanismo de separação foi modificado para acionamento mais suave, e mudanças estruturais para amortecer mais rapidamente a oscilação excessiva. Também modificou-se a lógica de voo, principalmente contando com acelerômetros se recuperar-se o bom funcionamento após os transientes iniciais e permitindo que o VTM funcione em algumas circunstâncias que podem não prejudicar a missão em caso de falhas na ascensãp. O sistema de separação entre o segundo do terceiro estágios foi baseado em um sistema de fole expansível circular que cisalha os rebites e fornece velocidade de separação axial. Este sistema foi substituído pelo comprovado sistema de banda Marman para separação e molas para dar separação axial com velocidade. O novo sistema gera menos choque e já é utilizado.
Lógica no equipamento inercial no sistema de detecção de falhas (Fault Detection & Isolation, FDI) baseada no limite do acelerômetro é modificada para evoluir uma abordagem mais realista baseada nos dados gerados por meio de testes de nível de sistema, testes de separação integrados e voo. A verificação da lógica residual acelerômetro no sistema de navegação inercial ( Inertial Navigation System – INS) foi modificada para lidar com eventos transitórios. A janela de média móvel foi modificado para que, em caso de identificação de falha de vários sensores no MINS, seja implementada uma verificação de maior duração antes de definir o modo de salvamento.
A caracterização dinâmica e modificação de projeto de estruturas foi adaptada
na montagem da baia de equipamentos (Equipment Bay – EB) e o satélite junto com o estágio VTM e o projeto estrutural modificado para aumentar a frequência das estruturas. As modificações no deck da EB e no do satélite foram implementadas para minimizar a resposta às excitações observadas.
NaVIC – em caso de falha dos sensores do sistema inercial, a missão prosseguirá usando dados de navegação NavIC em um esquema de orientação em circuito fechado. O estágio VTM terá um loop para o modo de salvamento: em caso de falha de sensores inerciais e indisponibilidade de dados do sistema indiano de navegação por satélite NavIC (por mais de 10 segundos), uma orientação de direção de loop aberto será executada. A capacidade propulsiva do VTM será considerada neste o modo de salvamento também e os propelentes serão operados para garantir o perigeu mínimo necessário para a missão.

Um novo foguete para um mercado emergente

O lançador tem 2 metros de diâmetro básico e 34 metros de comprimento, massa de decolagem de 120 toneladas, com três estágios de propulsão de combustivel sólido e um módulo de propelente líquido como estágio de impulsão final
“O lançamento do SSLV estava muito atrasado. Isso mudará o fardo dos lançamentos comerciais indianos dos foguetes PSLV e oferecerá lançamento rápido e barato para pequenos satélites. A ISRO tem os meios para fazer isso, especialmente agora que as startups espaciais estão sendo incentivadas”, disse Ajey Lele, membro sênior do Instituto Manohar Parrikar de Estudos e Análises de Defesa.

“O SSLV é um veículo pronto para transferência com sistemas modulares e unificados e com interfaces padrão para produção industrial de ponta a ponta”, disse um funcionário da ISRO. Os principais recursos do SSLV incluem um segmento de motor de ‘booster’ com uma configuração de junta aberta para minimizar a montagem e o prazo de integração. Ele também possui uma configuração unificada entre estágios para permitir integração e lançamento rápidos, e um sistema de aviônicos miniaturizado de baixo custo com componentes comerciais industriais prontos para uso. O SSLV também possui acomodação multissatélite com um deck com varios adaptadores-ejetores e um sistema de controle digital com atuadores eletromecânicos totalmente indianos. Ao contrário do PSLV, o SSLV usa somente combustível sólido – polibutadieno terminado em hidroxila – para disparar os três estágios que leva as cargas úteis à altitude desejada. O Velocity Trimming Module (VTM) de propulsão líquida insere o satélite em órbita. De acordo com funcionários da ISRO, o SSLV tem um tempo de resposta baixo e pode ser montado em quinze dias, permitindo que a agência espacial forneça serviço de lançamento sob demanda no setor de cargas de órbita terrestre baixa, em rápido crescimento.

Comparação entre o novo SSLV e o consagrado PSLV

O que o design SSLV significa para a indústria privada: O foguete foi projetado de forma a facilitar a participação de pequenos players da indústria em sua construção, ao contrário de foguetes mais avançados, como o PSLV ou os GSLV Mk2 ou Mk3. “Faremos apenas dois ou três lançamentos e depois planejamos transferir a tecnologia para players privados”, disse o diretor do VSSC. “Desenvolvemos um design tão simples e amigável que até mesmo pequenas empresaas do setor podem fazer parte de sua construção”, acrescentou. Ele estava se referindo a fabricantes de hardware que podem fornecer a caixa metálica para os foguetes ou as que projetam os circuitos elétricos ou desenvolvem processadores para operações críticas dentro do veículo lançador. O projeto de veículos de lançamento mais avançados, como PSLV e GSLV, exige processos de fabricação de alta habilidade que apenas grandes empresas como a Hindustan Aeronautics Limited podem adotar.

O SSLV tem 34 metros de altura, sendo 10 metros mais curto que o Polar Satellite Launch Vehicle PSLV, tambem da ISRO, e pode colocar cargas úteis de até 500 kg em uma órbita de 500 km. Já o PSLV tem 44 metros de altura, 2,8 metros de diâmetro e uma massa de decolagem de 320 toneladas e tem capacidade para colocar em órbita cargas úteis de até 1.800 kg. O PSLV é o cavalo de batalha da Índia e realizou com sucesso mais de cinquenta missões, lançando não apenas satélites domésticos, mas também satélites de clientes em órbita baixa, a chamada Low Earth Orbit (LEO). O foguete recém-desenvolvido foi configurado com os três estágios de propelentes sólidos de 87 t, 7,7 t e 4,5 t respectivamente, contra o PSLV, que é um veículo de quatro estágios que gera 4.800 kN de empuxo no primeiro estágio, 799 kN no segundo, 240 kN no terceiro e 15 kN no quarto. Enquanto o PSLV domina o SSLV nos segmentos de carga mais pesada, o novo foguete ganha quando se trata de tempo de preparação (ou “resposta”). O tempo de resposta significa preparar um foguete para o próximo lançamento e o SSLV pode ser preparado e transferido para a plataforma de disparo em pouco mais de 72 horas, contra os dois meses necessários para preparar um PSLV. O SSLV supera também o foguete Falcon-9 da SpaceX, que leva 21 dias de tempo de resposta.
A consultoria de negócios americana Frost and Sullivan estimou que o mercado de serviços de lançamento de pequenos satélites ultrapassará a marca de 69 bilhões de dólares até 2030. O tempo de montar um foguete, instalar as conexões elétricas e fazer seu transporte antes do lançamento geralmente é de pelo menos um mês. Um lançamento do SSLV pode ser feito em três dias”, disse S. Unnikrishnan Nair, diretor do Centro Espacial Vikram Sarabhai (VSSC). Foguetes de propelente líquido, diferentemente dos veículos que utilizam combustível sólido, requerem conhecimentos e equipamentos mais especializados. Todos os três principais estágios propulsores do SSLV são baseados em combustível sólido que, ao contrário dos líquidos, podem ser armazenados facilmente e, portanto, são fáceis de gerenciar e integrar.

Seção do primeiro estágio sendo transportada para a seção de montagem
A Índia tem ainda o GSLV-MK3, ou LVM3, que é o foguete mais pesado construído por sua agência espacial, e que pode transportar até 4 toneladas de carga em órbita geoestacionária ou 10 toneladas em órbita baixa.

Empilhamento dos segmentos dos estágios de propelente sólido do foguete
Concebido principalmente como um veículo comercial, o SSLV provavelmente custará um quarto do PSLV atual. Também pode ser montado por uma equipe de seis pessoas em sete dias, em comparação com a equipe de 600 pessoas que leva alguns meses para montar um PSLV. A ISRO alocou Rs 169 crores para o projeto, que deve cobrir o desenho e qualificação dos sistemas e a demonstração de voo por meio de três voos de desenvolvimento, os do SSLV-D1 atual e dos SSLV-D2 e SSLV-D3.