Informações Técnicas do Foguete CYCLONE-4

Segue abaixo as informações técnicas do foguete CYCLONE-4 da empresa bi-nacional brasileira/ucraniana ACS - Alcântara Cyclone Space.

Informações Técnicas - Veículo Lançador Cyclone - 4

Os principais componentes do veículo-lançador Cyclone-4 são o primeiro, segundo e terceiro estágios e a unidade de carga útil. Dois tipos de unidades de carga útil podem ser instalados no Cyclone-4:

- unidade de carga útil tipo 00 com 8,590 metros de comprimento
- unidade de carga útil tipo 01 com 9,590 metros de comprimento

Cyclone 4

O Cyclone-4 tem um comprimento nominal de 40,190 metros com a unidade de carga útil do tipo 00 e um diâmetro de 3 metros para os dois primeiros estágios. A tabela a seguir mostra a especificações do foguete Cyclone-4 para órbitas GTO e LEO.

Primeiro Estágio

O primeiro estágio do veículo-lançador Cyclone-4 é composto de uma seção de acoplamento, tanques de propelentes, baia de equipamentos e baia traseira. As baias de equipamento e traseira acomodam o sistema de guiagem, navegação e controle (GNC), o sistema de medição e o sistema aviônico.

Os tanques de propelente são compartimentos cilíndricos com tampas semi-esféricas. A tubulação de fornecimento de oxidante passa pelo tanque de combustível através de um túnel tubular. Os motores principais, de manobra e os retrofoguetes de combustível sólido estão localizados na baia traseira. Os retrofoguetes são responsáveis por frear o primeiro estágio durante a separação do segundo estágio. Uma estrutura metálica fixa rigidamente o motor principal a estrutura inferior do tanque de combustível.

Segundo Estágio

O segundo estágio do consiste de uma seção de acoplamento, tanque de propelente, baias de equipamento e traseira e motores principais e de manobra. As baias de equipamento e traseira acomodam o sistema de guiagem, navegação e controle (GNC), o sistema de medição e o sistema aviônico.

O tanque de propelente é um recipiente cilíndrico todo soldado com tampas esféricas, dividido em um compartimento superior para o oxidante e um compartimento inferior para o combustível. A tubulação de fornecimento de oxidante passa pelo compartimento de combustível.

Os motores principal e de manobra e os retrofoguetes de combustível sólido estão localizados na baia traseira. Os retrofoguetes são responsáveis por frear o segundo estágio durante a separação do terceiro estágio. Uma estrutura metálica fixa rigidamente o motor principal a estrutura inferior do tanque de propelentes.

O motor principal é um motor foguete de combustível líquido com duas câmaras de combustão. Os motores de manobra são motores foguetes de combustível líquido com quatro câmaras de combustão alimentados por um sistema de turbo-bombas. Os motores de manobra podem ser movidos em até 30o para controlar o vôo do segundo estágio. Um sistema pneumo-hidráulico fornece propelente aos motores principal e de manobra.

Terceiro Estágio

O terceiro estágio consiste de um tanque de propelente, motor principal, sistema de jato líquido (LJS), sistema pneumo-hidráulico, sistema de guiagem, navegação e controle (GNC), sistema de medição e sistema aviônico acomodados em uma baia.

O tanque de propelente é um recipiente esférico-cônico todo soldado formado por dois compartimentos:

• Compartimento esférico para oxidante
• Compartimento cônico para o combustível

O motor principal é alinhado com o eixo longitudinal do terceiro estágio e é fixado a estrutura inferior da baia por uma estrutura metálica. O motor principal é um motor foguete de combustível líquido alimentado por um sistema de turbo-bombas. Os vasos de pressão e os tanques de propelene do LJS estão localizados no parte superior da baia. A movimentação do motor principal e operação do LJS controlam o vôo do terceiro estágio.

O LJS utiliza os mesmos propelentes que o motor principal do terceiro estágio (UDMH e NTO). Um propulsor do LJS possui 3 kgf de empuxo e o LJS pode operar por um total de 6 horas. O LJS começa a operar depois da separação entre o segundo e o terceiro estágios.

Durante a operação do motor principal, o LJS é responsável por controlar o movimento de rolamento do terceiro estágio. Depois que o motor principal do terceiro estágio é desligado, o LJS é responsável pela estabilização e controle de atitude do vôo balístico. Antes da re-ignição do motor principal, o LJS gera uma aceleração axial para garantir o fornecimento de combustível para o motor principal, para amortecer o sloshing do propelente dentro do tanque e para remover bolhas de gás do propelente. Depois do fim da operação do motor principal, próximo ao ponto de inserção do satélite em órbita, o LJS é responsável por controlar a atitude do terceiro estágio, por garantir a precisão da inserção orbital e por realizar uma manobra para evitar colisão ou contaminação do satélite. O LJS é responsável também por controlar a reentrada do terceiro estágio.

Unidade de Carga Útil

A unidade de carga útil (PLU) é o compartimento do veículo lançador para o transporte e proteção do satélite. A PLU consiste em uma carenagem, um adaptador de carga-útil e um adaptador de satélite. A carenagem e o adaptador de carga-útil formam um ambiente isolado no qual as condições de temperatura, umidade e limpeza são controladas de acordo com padrões internacionais ISO 14644-1. O suprimento de ar com características controladas ao interior da PLU é fornecido por um sistema de ar condicionado de solo ou por um sistema de ar em alta pressão.

O adaptador de carga útil é uma estrutura cônica construída em liga de alumínio com isolação térmica no seu exterior. O adaptador é conectado com parafusos ao terceiro estágio. O adaptador possui 725 mm de altura e o raio superior é 2.660 mm. No raio superior pode ser conectado um adaptador de satélite para um satélite ou um dispensador para múltiplos satélites.

Os adaptadores de satélites e dispensadores conectam os satélites ao veículo lançador e realizam a separação dos satélites com os parâmetros necessários depois de alcançar a órbita desejada. Os adaptadores de satélites e dispensadores podem ser projetados pela Yuzhnoye ou pelo contratante do serviço de lançamento. O manual do usuário possui maiores detalhes e dimensões de alguns adaptadores disponíveis.

A carenagem da unidade de carga-útil protege o satélite das cargas aerodinâmicas e térmicas durante a decolagem e vôo do veículo lançador e, junto com o adaptador da carga útil, isola o satélite em um ambiente com temperatura, umidade e limpeza controladas. Existem dois modelos para a carenagem, o tipo 00 com 8,59 m de comprimento e o tipo 01 com 9,59 m de comprimento. O manual do usuário possui maiores detalhes e dimensões dos dois tipos de carenagem.

A separação da carenagem do veículo ocorre durante o vôo do segundo estágio. A carenagem é composta de duas metades. Um comando do sistema de guiagem, navegação e controle (GNC) separa a interface vertical entre as duas metades da carenagem e separa a interface horizontal entre a carenagem e o veículo lançador. A seguir, pistões pneumáticos forçam as duas metades a abrir até que o centro de gravidade de cada metade ultrapasse o respectivo eixo neutro. Desse ponto em diante, a abertura da carenagem ocorre devido a forças de gravidade até um ângulo de abertura de 60o quando as dobradiças da carenagem se rompem e a carenagem continua em queda livre. Garante-se que a carenagem não entrará em contato durante o vôo com satélites que estejam dentro do envelope de dimensões.


Fonte: Site da ACS - Alcântara Cyclone Space