O foguetão Europeu Ariane-5ECA levou a cabo mais uma missão comercial ao colocar em órbita dois satélites de comunicações a partir do CSG Kourou, Guiana Francesa.
O lançamento da missão VA241 foi levado a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA (L5101) a partir do Complexo de Lançamento ELA3 às 2220:07UTC do dia 25 de Janeiro de 2018.
O objectivo da missão passava por colocar a sua carga numa órbita com um perigeu a 250 km de altitude, apogeu a 45.000 km de altitude e inclinação orbital de 3º. Porém, os parâmetros seguintes mostram que os problemas registados durante o voo, levaram a que a inclinação orbital desejada não fosse atingida (os dados provêm do Space Track):
43174/2018-012A: 232 x 43.163 km x 20,64º
43175/2018-012B: 232 x 43.198 km x 20,64º
43176/2018-012C: 169 x 42.790 km x 21,01º
43177/2018-012D: 235 x 43.153 km x 20,64º
Os objectos 2018-012A e 2018-012B serão os satélites SES-14 e Al Yah-3, enquanto que o objecto 2018-012C será o estágio ESC-A e o objecto 2018-012D será o adaptador Sylda.
Este foi o primeiro problema sério com um lançador Ariane-5 desde 2002. Pouco após a separação do estágio ESC-A, deu-se uma perda na recepção de telemetria o que por momentos se pensou que a missão teria fracassado. Porém, mais tarde, o contacto com os satélites foi restabelecido, mas verificou-se que estes haviam sido deixados numa órbita diferente da prevista.
Curiosamente, aqueles que seguiram a transmissão em directo do lançamento, estavam a ser informados de que tudo corria bem na missão e a Arianespace até confirmou a separação dos dois satélites. Porém, como o poderia ter feito se não recebia telemetria por parte do lançador?
Apesar dos problemas registados com o desempenho do Ariane-5ECA, os representantes das empresas de comunicações às quais pertencem os dois satélites já referiram que os seus veículos serão capazes de atingir as respectivas órbitas operacionais e levar a cabo as respectivas missões tal como planeado.
Os satélites a bordo da missão VA241
A bordo encontravam-se os satélites SES-14 e AlYah-3, constituindo uma carga total de cerca de 9.123 kg.
O satélite SES-14 foi o 53º satélite lançado pela Arianespace para o operador SES (Société Européenne de Satellites), desde o satélite Spacenet-1 colocado em órbita em Maio de 1984. A SES é um operador global líder por satélite, sendo a primeira empresa a operar uma frota GEO-MEO com mais de 50 satélites em órbitas geostacionárias e 12 satélites em órbitas de altitudes médias. A SES fornece serviços de comunicações por satélite às empresas de transmissões, aos fornecedores de conteúdos e serviços de Internet, operadores de redes fixas e móveis, governos, instituições e serviços comerciais em todo o planeta. A frota SES também inclui os sistemas ASTRA e O3b.
O satélite SES-14 é um dos três satélites híbridos da sua frota, combinando sistemas de wide beams e high throughput (HTS) spot beams. A sua carga híbrida oferece wide beams em banda-C e Ku, além de uma capacidade de banda-Ku e Ka HTS.
Posicionado a 47,5º longitude Oeste na órbita geossíncrona, o SES-14 irá cumprir duas missões primárias: os seus wide beams de banda-C estão especialmente projectados para a expansão dos serviços de cabo da SES na América Latina, enquanto que os seus HTS spot beams de banda-Ku irão fornecer uma capacidade de expansão para servir os dinâmicos mercados aeronáuticos e marítimos e outras aplicações de tráfego intensivo, tais como suporto de serviços de comunicações móveis e serviços de banda larga.
Os wide beams de banda-Ku no SES-14 irão aumentar a capacidade da SES para servir clientes DTH (direct-to-home) e fornecer conectividade no continente Americano e no Atlântico Norte. O satélite irá fornecer substituição e uma capacidade de expansão para o satélite NSS-806.
A bordo do SES-14 também se encontra a carga Global-Scale Observations of the Limb and Disk (GOLD), uma carga da NASA que tem por objectivo melhorar a compreensão da termosfera e da ionosfera. A GOLD irá transmitir dados a partir da órbita geostacionária num ritmo muito rápido, para construir uma visão total do disco terrestre a cada meia hora, fornecendo medições detalhadas a larga escala da resposta a alta atmosfera a acções do Sol, da magnetosfera e da baixa atmosfera.
A Arianespace tem mais nove satélites da SES para colocar em órbita: o SES-17 e oito satélites O3B (O3b-13 a O3B-20).
O SES-14 foi construído pela Airbus Defence and Space nas suas instalações de Toulouse, França, e é baseado na plataforma Eurostar E3000 EOR, sendo o 119º satélite deste fabricante a ser colocado em órbita pela Arianespace. O satélite tem uma massa de 4.423 kg e as suas dimensões são 7 m x 5,4 m x 2,7 m. O seu tempo de vida útil está projectado em mais de 15 anos. A Arianespace irá lançar vinte outros satélites da Airbus, sendo esta um parceiro na construção dos satélites da constelação OneWeb que será lançada pela Arianespace.
O satélite Al Yah-3 é o segundo satélite lançado pela Arianespace para o operador Yahsat (Al Yah Satellite Communications Company), dos Emiratos Árabes Unidos (EAU), após o lançamento do Al Yah-1 em 2011. A Yahsat é um operador global de serviços de satélite, fornecendo soluções multi-propósito (serviços de banda larga, e comunicações governamentais e comerciais) no Médio Oriente, África, Europa, e Ásia Central e do Sudeste. Com sede em Abu Dhabi, é propriedade da empresa Mubadala Investment Company, um veículo de investimento do governo dos EAU. A empresa é a primeira a fornecer serviços de banda-Ka – incluindo YahClick, Yahsat Government Solutions, YahLink e Yahlive – ao Médio Oriente e África, através dos satélites Al Yah-1 e Al Yah-2.
Com o lançamento do Al Yah-3, a cobertura comercial de banda-Ka será expandida para 20 mercados adicionais, chegando a 60% da população Africana e a mais de 95% da população do Brasil. O satélite será posicionado na órbita geossíncrona a 20º longitude Oeste.
O satélite transporta 53 repetidores da banda-Ka, fornecendo serviços de comunicações bidireccionais para facilitar a entrega de dados a alta velocidade a aplicações de Internet de banda larga e a redes corporativas.
O Al Yah-3 foi construído pela Orbital ATK e é baseado na plataforma GEOStar-3, tendo uma massa de 3.795 kg e as suas dimensões são 5.18 m x 3.35 m x 2.87 m. O seu tempo de vida útil projectado é de 15 anos.
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 777.000 kg, podendo colocar 16.000 kg numa órbita a 405 km de altitude com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre ou então 10.500 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento desenvolve 1.566.000 kgf. Tem um comprimento total de 59,0 metros e o seu diâmetro base é de 5,4 metros.
Os propulsores laterais de combustível sólido desenvolvem mais de 90% da força inicial no lançamento. Designados P241 (Ariane-5 EAP “Etage Acceleration a Poudre”) cada propulsor tem um peso bruto de 278.330 kg, pesando 38.200 kg sem combustível e desenvolvendo 660.000 kgf no vácuo. O Ies é de 275 s (Ies-nm de 250 s) e o Tq é de 
130s. Os propulsores laterais têm um comprimento de 31,6 metros e um diâmetro de 3,05 metros. Estão equipados com um motor P241 que consome combustível sólido constituído por uma mistura de 68% de perclorato de amónia (oxidante), 18% de alumínio (combustível) e 145 polibutadieno (substância aglutinante).
Cada propulsor é composto por três segmentos. O segmento inferior tem um comprimento de 11,1 metros e está abastecido com 106,7 t de propolente; o segmento central tem um comprimento de 10,17 metros e está abastecido 107,4 t de propolente, finalmente o segmento superior (ou frontal) tem um comprimento de 3,5 metros e está abastecido com 23,4 t de propolente. Sobre o segmento superior está localizada uma ogiva com um sistema de controlo. O processo de ignição é iniciado por meios pirotécnicos (assim que o motor criogénico Vulcain do primeiro estágio estabiliza a sua ignição) e o propolente sólido queima a uma velocidade radial na ordem dos 7,4 mm/s (a queima é realizada de dentro para fora). O controlo de voo é feito através da tubeira móvel do propulsor que é conduzida actuadores controlados hidraulicamente.
O primeiro estágio do foguetão Ariane-5ECA, denominado H173 (EPC “Etage Principal Cryotechnique”), tem um comprimento de 30,5 metros e um diâmetro de 5,46 metros. Tem um peso bruto de 186.000 kg e um peso sem combustível de 12.700 kg. No lançamento desenvolve 113.600 kgf (vácuo), com um Ies de 434 s (Ies-nm de 335 s) e um Tq de 650 s. O seu motor criogénico Vulcain-2 (com um peso de 1.800 kg, diâmetro de 2,1 metros e comprimento de 3,5 metros) é capaz de desenvolver 132.563 kgf no vácuo, com um Ies 440 s e um Tq de 605 s. Tal como o Vulcain, utilizado no primeiro estágio do Ariane-5G, o Vulcain-2 consome LOX e LH2. O Vulcain-2 é desenvolvido pela Snecma.
O H173 é capaz de transportar mais 15.200 kg de propolente devido a modificações feitas no tanque de oxigénio líquido. Na parte superior do H173 encontra-se a secção de equipamento VEB (Vehicle Equipment Bay) do Ariane-5ECA onde são transportados os sistemas eléctricos básicos, sistemas de orientação e telemetria, e o sistema de controlo de atitude. A secção de equipamento é desenvolvida pela Astrium SAS e tem uma altura de 1,13 metros e um peso de 950 kg.
O veículo L5101 e a missão VA241
Na sua configuração de carga dupla e uma carenagem longa (construída pela RUAG Space) com uma altura total de 17 metros, diâmetro de 5,4 metros e uma massa de 2.400 kg, o satélite SES-14 ocupa a posição superior, colocado sobre um adaptador de carga com uma massa de 140 kg que é desenvolvido ou pela RUAG Space ou pela Airbus. Por seu lado, o satélite Al Yah-3 ocupa a posição inferior no interior do adaptador Sylda. A carenagem estava protegida pelo produto FAP (Fairing Acoustic Protection), que é utilizado desde a missão V175 (veículo L534).
Existem vários adaptadores Sylda – na verdade sete versões – cujas massas variam entre os 400 kg e os 530 kg e com comprimentos entre os 4,9 metros e os 6,4 metros.
O lançador pode ser dividido em duas partes: o Sistema Composto Superior (SCS) e o Sistema Composto Inferior (SCI). O SCS é composto pela carenagem, pela estrutura de transporte de carga Sylda-5 e pelo conjunto formado pelo estágio superior criogénico ESC-A, pela secção de equipamento (VEB – Vehicle Equipment Bay) e por um Cone 3936. Por sua parte, o SCI incorpora o estágio criogénico principal EPC (H175) com o motor Vulcain-2 e dois propulsores laterais de combustível sólido EAP (P240). O VEB tem um comprimento de 1,13 metros e uma massa de 970 kg.
Campanha e lançamento da missão VA241
O início da campanha para a missão VA241 teve lugar a 27 de Novembro de 2017 com a realização de uma reunião entre todos os elementos intervenientes nos preparativos para o lançamento. Neste mesmo dia procedeu-se à remoção do estágio EPC do contentor de transporte e posterior erecção sobre a plataforma móvel de lançamento. Neste mesmo dia o propulsor lateral de combustível sólido EAP-2 foi transferido para o edifício de integração. A transferência do EAP-1 ocorria a 28 de Novembro e a integração dos dois propulsores no estágio EAP ocorria neste mesmo dia.
A 29 de Novembro, o satélite Al Yah-3 chegava à Guiana Francesa e era transportado para as instalações de processamento S5C. As suas operações de abastecimento decorreriam entre 13 e 15 de Dezembro. Entretanto, a 1 de Dezembro procedia-se ao posicionamento do estágio ESC-A com o VEB.
No dia 22 de Dezembro chegava ao CSG Kourou o satélite SES-14, sendo transportado para as instalações de processamento S5C, com as suas operações de abastecimento a decorrer entre 3 e 5 de Janeiro de 2018.
No dia 8 de Janeiro, o lançador era transferido do edifício de integração BIL (edifício de integração do lançador) para o edifício de montagem final BAF (edifício de montagem final). No dia 10 de Janeiro o SES-14 era colocado sobre o seu adaptador de carga e no dia seguinte era transferido para o edifício de montagem final BAF. A 12 de Janeiro, o Al Yah-3 era por sua vez colocado no seu adaptador de carga e o satélite SES-14 era integrado no adaptador Sylda.
O Al Yah-3 era transferido para o edifício BAF a 15 de Janeiro e neste dia o satélite SES-14 era colocado no interior da carenagem de protecção. No dia seguinte o Al Yah-3 era integrado no veículo lançador e procedia-se à inspecção final do motor HM-7B do Ariane-5ECA (L5101). A 17 de Janeiro eram finalizados os trabalhos de integração do sistema compósito e a 18 de Janeiro procedia-se à finalização da integração dos satélites e sua verificação.
O ensaio geral para o lançamento teve lugar a 19 de Janeiro e o veículo foi armado para a missão no dia 22. A denominada Launch Readiness Review (LRV), onde se analisaram todos os preparativos para a missão bem como a prontidão de todos os sistemas para o lançamento, foi levada a cabo a 23 de Janeiro. No dia 24 de Janeiro o lançador era transportado para a plataforma de lançamento ELA3.
A contagem decrescente final inicia-se a H0-11h 43m e inclui todas as operações de preparação do lançador, satélites e base de lançamento. A execução correcta de todas as operações leva à autorização da ignição do motor Vulcain seguindo-se a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido na hora de lançamento seleccionada, o mais cedo possível dentro da janela de lançamento para os satélites. A T-10h 53m tem lugar a verificação dos sistemas eléctricos do lançador.
A contagem decrescente termina com uma sequência sincronizada gerida pelos computadores do Ariane-5ECA e que se inicia a H0-7 m. Em alguns casos, uma sequência pré-sincronizada pode ser necessária para optimizar o abastecimento do estágio criogénico principal. Se uma paragem na contagem decrescente coloca o tempo Ho fora da janela de lançamento, o lançamento é adiado para D+1 ou D+2, isto é um ou dois dias depois da data inicial de lançamento, dependendo do problema e da solução adoptada. A janela de lançamento para a missão VA239 decorria entre as 2051UTC e as 2224UTC do dia 5 de Setembro.
A H0-7h 30m procede-se á verificação dos sistemas eléctricos e aos procedimentos de preparação e configuração do EPC e do motor Vulcain para o condicionamento térmico e posterior abastecimento. Os preparativos finais da plataforma de lançamento decorrem a H0-6h com o encerramento de portas, remoção das barreiras de segurança e configuração dos circuitos de fluidos em preparação do abastecimento do lançador. Nesta fase, o programa de voo é inserido nos computadores do Ariane-5ECA e procede-se ao teste das ligações de rádio entre o lançador e o centro de controlo. O alinhamento das unidades de orientação inercial decorre nesta fase dos preparativos para o lançamento. A evacuação do pessoal técnico da plataforma de lançamento ocorre a H0-5h e inicia-se o abastecimento do EPC em quatro fases: primeiro, dá-se a pressurização dos tanques de abastecimento (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); segundo, procede-se ao condicionamento térmico das condutas de abastecimento para assim poderem lidar com as baixas temperaturas dos propolentes criogénicos (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); terceiro, dá-se o abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 2h); e finalmente quarto, mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.
A pressurização dos sistemas de controlo de atitude e de comando ocorre a H0-5h. A H0-4h inicia-se o abastecimento do estágio superior criogénico ESC-A, sendo também feito em quatro fases: pressurização dos tanques de abastecimento (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); condicionamento térmico durante 30 minutos das condutas de abastecimento para assim poderem lidar com as baixas temperaturas dos propolentes criogénicos; abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 1h); e finalmente mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.
O condicionamento térmico do motor Vulcain ocorre a H0-3h. Os preparativos para o início da sequência sincronizada têm lugar a H0-30m e a sequência sincronizada iniciou-se a H0-7m. As operações da sequência sincronizada são controladas de forma automática e exclusivamente pelo computador operacional de verificação e comando CCO (Operational Checkout-Computer) localizado no Complexo de Lançamento ELA3. Durante esta sequência, todos os elementos que estão envolvidos no lançamento são sincronizados pelo tempo de contagem decrescente distribuídos por todo o centro espacial. Durante a fase inicial, e até H0-6s, o lançador é gradualmente transferido para a sua configuração de voo pelo computador CCO. Se a sequência sincronizada é suspensa, o lançador é transferido de forma automática para a sua configuração a H0-7m. Na segunda fase da sequência (uma fase irreversível) que decorre entre H0-6s até H0-3,2s, a sequência sincronizada já não é dependente da contagem decrescente do centro espacial, operando de acordo com um relógio interno. A fase final é a ignição do lançador. A sequência de ignição é controlada exclusivamente pelo computador de bordo OBC (On-Board Computer). Os sistemas no solo executam um número de acções em paralelo com a sequência de ignição de bordo.
A H0-6m 30s finaliza o abastecimento de hidrogénio líquido e de oxigénio líquido com os volumes de propolente ao nível necessário para a missão. Nesta altura são abertas as válvulas de inundação de segurança da plataforma de lançamento e são armadas as barreiras das condutas de segurança pirotécnicas. A esfera de hélio do estágio ESC-A é isolada a H0-6m. A H0-4m dá-se a pressurização dos tanques do estágio EPC, o isolamento dos tanques e início da purga da interface umbilical entre os sistemas do solo e o estágio EPC. Nesta altura é finalizado o abastecimento de oxigénio líquido ao estágio superior, fazendo-se a transição do oxigénio líquido para a pressão de voo. O final do abastecimento de hidrogénio líquido ao estágio superior dá-se a H0-3m 40s e procede-se ao cálculo do tempo H0, verificando-se que o segundo computador de bordo foi alterado para ‘modo de observação’. A H0-3m 10s o hidrogénio líquido do estágio superior criogénico encontra-se na pressão de voo. O valor do H0 é inserido nos dois computadores de bordo a H0-3m e é comparado com o valor a H0 no solo.
O aquecimento eléctrico das baterias do EPC e da secção de equipamento do lançador dá-se a H0-2m 30s ao mesmo tempo que se procede à desactivação do sistema de aquecimento eléctrico do sistema de ignição do motor Vulcain-2. A H0-2m dá-se a abertura das membranas das válvulas do Vulcain-2 e a válvula do condicionamento térmico do motor é encerrada. A pré-deflexão da tubeira HM7B ocorre a H0-1m 50s e o fornecimento de energia eléctrica ao lançador é transferido para a fonte a bordo do lançador a H0-1m 5s. Nesta fase termina a pressurização dos tanques do estágio ESC-A a partir do solo e inicia-se a verificação da selagem das válvulas do estágio. O início do sistema de controlo automático da sequência de ignição tem lugar a H0-37s, ao mesmo tempo que são activados os gravadores de bordo e são armadas as linhas de segurança pirotécnicas. Segue-se a H0-30s a verificação da purga do circuito umbilical entre o solo e o lançador e são abertas as válvulas do estágio EPC. Os sistemas de controlo de atitude do estágio EPC são activados a H0-22s, dando-se nesta altura a autorização para a transferência para o controlo de bordo. O sistema de correcção do efeito POGO é activado a H0-16,5s e procede-se à ventilação da carenagem e da secção de equipamento do lançador. As válvulas do sistema de supressão de ondas de choque são abertas a H0-12s.
A sequência irreversível inicia-se a H0-6s com a activação e ignição do sistema AMEF para queimar o hidrogénio residual que se possa ter acumulado na plataforma de lançamento. São enviados os comandos para a retracção dos braços de abastecimento criogénico. O fusível de controlo de comunicação de informação é transferido para o lançador.
A sequência de ignição inicia-se a H0-3s com a verificação do estado do computador, transferência dos sistema de orientação inercial para o modo de voo, monitorização das pressões do oxigénio e do hidrogénio líquido, e activação das funções de controlo de navegação, orientação e atitude. A deflexão da tubeira HM7B é verificada a H0-2,5s e a H0-1,4s é encerrada a válvula de purga do motor. A H0-0,2s é verificada a recepção do sinal de ‘retracção dos braços criogénico’ enviado pelo computador de bordo.
Entre H0 e H0+6,65s dá-se a ignição do motor Vulcain-2 e a verificação da sua operação correcta (o tempo a H0+1s corresponde à abertura da válvula da câmara de hidrogénio). O final da verificação da operação motor principal ocorre a H0+6,9s e a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido ocorre a H0+7,05s.
Sequência de lançamento
Esta era a sequência de lançamento prevista para a missão VA241 que pode ter sido ligeiramente alterada devido aos problemas que surgiram durante o voo.
O lançamento da missão VA241 teve lugar às 2220:07UTC do dia 25 de Janeiro, com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,3s. A T+12,4s termina o voo vertical e iniciava-se a manobra de inclinação (terminando a T+22,6s) e a T+17s iniciava-se a manobra de rotação do lançador em torno do seu eixo longitudinal (esta manobra terminava a T+325s). A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 31s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 18s.
A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+7m 21s e a T+8m 51s terminava a queima do estágio criogénico principal EPC (com a exaustão do fornecimento de hidrogénio líquido), com a sua separação a ter lugar a T+8m 55s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+9m 1s.
Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 36s. Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação de Libreville a T+18m 19s e pela estação de Malindi a T+22m 56s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorre a T+27m 75s.
A separação do SES-14 ocorre a T+27m 5s e a separação do adaptador Sylda ocorre a T+33m 22s. A separação do Al Yah-3 ocorre a T+35m 7s.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5713
– Lançamento orbital Arianespace: 265 (4,64%)
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 277 (4,85%)
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
30 Jan (2125:00) – Falcon-9-049 (1032.2) – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – GovSat-1 (SES-16)
01 Fev (0207:18) – 14A14-1A Soyuz-2.1A/Fregat-M (N15000-002/122-03) – Kanopus-V n.º 3; Kanopus-V n.º 4; S-Net-1 a S-Net-4; Lemur-2 (x4)
02 Fev (0730:00) – CZ-2D Chang Zheng-2D – Jiuquan, LC43/94 – ZH-1 Zhangheng-1; Fengmaniu-1; Shaonian Xing; ÑuSat-4 ‘Ada’ (Aleph-1 4); ÑuSat-5 ‘Maryam’ (Aleph-1 5); GomX-4A (Ulloriaq); GomX-4B
03 Fev (0500:00) – SS-520-5 – Uchinoura – TRICOM-1R
10 Fev (1422:00) – Falcon-9 – Vandenberg AFB, SLC-4E – PAZ; MicroSat-2a; MicroSat-2b