Dois satélites lançados com sucesso pelo Ariane-5ECA



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Uma nova missão da Arianespace colocou em órbita com sucesso dois satélites de comunicações. O lançamento teve lugar às 2204UTC do dia 22 de Março de 2014 e foi levado a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA (L571/VA216) a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou, Guiana Francesa.

Originalmente previsto para ter lugar em Dezembro de 2013, o lançamento da missão VA216 foi adiado por duas vezes devido à necessidade de se proceder a inspecções adicionais aos satélites. Posteriormente, o lançamento foi agendado para 21 de Março de 2014, mas seria adiado por 24 horas devido aos fortes ventos que se faziam sentir no CSG Kourou e que impediram a transferência do lançamento para o complexo de lançamento.

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A bordo do Ariane-5ECA encontravam-se os satélites ASTRA-2B e Amazonas-4A.

O satélite ASTRA-5B será operado pela SES que é o segundo operador mundial no mercado dos serviços FSS (Fixed Satellite Services). Actualmente, a SES retransmite cerca de 6.200 canais de rádio e de televisão, cerca de 1.800 canais de televisão de alta definição  e 43 plataformas DTH (Direct-to-Home), representando assim cerca de 250 milhões de lares.

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A empresa opera uma frota de 54 satélites e, através de um programa de lançamento de sete novos satélites entre 2013 – 2016 (dos quais 3 já ocorreram), tem por objectivo aumentar a sua capacidade de retransmissão em mais de 15%.

Tendo por base a plataforma Eurostar E3000 da Airbus Defence and Space, cuja fiabilidade não necessita de demonstrações adicionais, o ASTRA-5B será lançado para a posição orbital a 31,5º longitude Este, alargando assim a capacidade de retransmissão de banda-Ku e Ka, bem como a sua cobertura geográfica  sobre a Europa de Leste e os seus mercados vizinhos para retransmissão de DTH TV, distribuição por cabo (DTC) e o fornecimento de redes de televisão digital terrestre. Irá também transportar uma carga de banda-L para o sistema de navegação europeu EGNOS. Eventualmente irá substituir o satélite ASTRA-1G.

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VA216_2014-03-21_21-34-18No lançamento a massa do ASTRA-5B (imagem ao lado) era de 5.724 kg, e as suas dimensões são 5,20 x 3,30 x 2,80 metros, tendo uma envergadura em órbita de 39,40 metros. O satélite transporta 40 repetidores de banda-Ku, 3 repetidores de banda-Ka e 1 repetidor de banda-L. O seu tempo de vida em órbita deverá ser de 15 anos.

O Grupo Hispasat é o oitavo operador mundial e utiliza as suas três posições orbitais na órbita geossíncrona (30º, 36º e 61º longitude Oeste) para criar uma ligação única entre a Europa e a América. Como líder mundial na retransmissão de canais de língua castelhana e portuguesa, a Hispasat retransmite mais de 1.250 programas de rádio e televisão, de forma notável ao retransmitir serviços de DTH e de televisão de alta definição. Em conjunto com toda a industria aeroespacial espanhola, a Hispasat é também profundamente envolvida em programas de investigação e desenvolvimento nacionais e europeus.

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A Hispasat tem uma frota de seis satélites: os Hispasat-1C, Hispasat-1D e Hispasat-1E (posicionados a 30º longitude Oeste); o Amazonas-1 (a 36º longitude Oeste); e o Amazonas-2 e Amazonas-3 (posicionados a 61º longitude Oeste), estando inserida num programa de desenvolvimento da sua frota de satélites que irá envolver o lançamento do VA216_2014-03-21_21-47-24Amazonas-4A, lançado depois do Amazonas-2 em 2009, do Hispasat-1E em 2010 e do Amazonas-3 em 2013. Dois outros satélites estão presentemente em fase de integração: o Hispasat-AG1 e o Amazonas-4B.

Desenvolvido pela Orbital Sciences Corporation e baseado na plataforma Star-2.4e, o Amazonas-4A tinha uma  x massa de 2.938 kg no lançamento. As suas dimensões são, 4,70 x 3,20 x 2,50 metros e em órbita tem uma envergadura de 23 metros. A bordo transporta 24 repetidores de banda-Ku e o seu tempo de vida em órbita deverá exceder os 14 anos. O satélite irá servir para cobrir a América do Sul.

 

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 VA217_2014-02-06_15-36-19130s. 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 L571 e a missão VA216

A missão VA216 foi o 73º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 2º em 2014, seguindo uma série de 58 voos bem sucedidos consecutivos. Este foi o 15º Ariane-5ECA da fase de produção PB que foi assinado em Março de 2009 para garantir a continuidade dos serviços de lançamento após a finalização da fase de produção PA que foi constituída por 30 veículos. A fase de produção PB é composta por 35 Ariane-5ECA e cobre o período de 2010 a 2016. Consequentemente, o lançador L571 é o 46º lançador a ser entregue à Arianespace, integrado e verificado sob a responsabilidade da Astrium.

Na sua configuração de carga dupla e utilizando o sistema Sylda-5 “A” (Sylda-5 n.º 57-1, desenvolvido pela Airbus Defence and Space) e uma carenagem longa (construída pela RUAG Aerospace AB) com uma altura total de 17 metros e um diâmetro de 5,4 metros, o satélite ASTRA-5B ocupou a posição superior colocado sobre um adaptador PAS 1194VS (desenvolvido pela RUAG Aerospace AB) e o satélite Amazonas-4A ocupou a posição inferior colocado sobre um adaptador PAS 937S no interior do adaptador Sylda-5A. A carenagem estava protegida pelo produto FAP (Fairing Acoustic Protection), que é utilizado desde a missão V175 (veículo L534).

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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 principal objectivo da missão VA216 era o de colocar os satélites ASTRA-5B e Amazonas-4A numa órbita geossíncrona de transferência com um apogeu a 35.786 km de altitude, perigeu a 249,7 km de altitude, inclinação orbital de 3º, argumento do perigeu de 178º e longitude do nodo ascendente de -119,716º .

Tendo em conta os adaptadores de carga e a estrutura Sylda-5, a performance total requerida do lançador para a órbita descrita era de 9.468 kg. Parte da margem de performance é utilizada para reduzir a inclinação da órbita alvo.

VA216 01Tomando H0 como a referência temporal básica (1 segundo antes da abertura da válvula de hidrogénio na câmara de combustão do motor Vulcan do primeiro estágio EPC), a ignição do Vulcain ocorre a H0+2,7s. A confirmação da operação normal do Vulcain autoriza a ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido (EAP) a H0+7,05s, levando ao lançamento.

A massa no lançamento é de cerca de 772.300 kg e a força inicial é de 13.000 kN (dos quais 90% é originada pelos EAP). Após uma ascensão vertical de 5 segundos para permitir que o lançador deixe o complexo ELA3, incluindo, em particular, os pilões eléctricos, o foguetão executa uma operação de inclinação no plano da trajectória, seguindo-se uma operação de rotação cinco segundos mais tarde para posicionar o plano dos EAP perpendicularmente ao plano da trajectória. O ângulo de azimute de lançamento foi de 93º em relação a Norte.

A fase de voo dos EAP continua a um ângulo de incidência nulo ao longo do voo atmosférico e até à separação dos propulsores laterais. O propósito destas operações é o de optimizar a trajectória e assim maximizar a performance, obter uma ligação rádio satisfatória com as estações no solo, e cumprir as cargas estruturais e limites de controlo de atitude. A sequência de separação dos EAP é iniciada quando um limite de aceleração é detectado, quando o nível de força do propolente sólido baixa. A separação ocorre no segundo imediato. Este é o tempo de referência H1, e ocorre a cerca de H0+143s a uma altitude de 66,7 km e a uma velocidade relativa de 2,028 km/s.

No resto do voo na fase EPC, o veículo segue uma regra de altitude controlada em tempo real pelo computador de bordo tendo por base informações recebidas pela unidade de navegação. Esta regra optimiza a trajectória ao minimizar o tempo de queima e consequentemente o consumo de propolente.

A carenagem de protecção é separada durante a fase de voo EPC logo que os níveis de fluxo aerodinâmico são suficientemente baixos para não terem impacto na carga. Para a missão VA216, a separação da carenagem ocorreu a uma altitude de 111,1 km, 203 segundos após o lançamento. A fase de propulsão EPC tem como objectivo uma órbita predeterminada estabelecida em relação a requisitos de segurança e à necessidade de controlar a operação quando o EPC cai de volta para a Terra no Oceano Atlântico.

O final da queima do motor Vulcain ocorre quando são atingidas as seguintes características orbitais: apogeu a 178,7 km de altitude, perigeu a -1.027,0 km de altitude, inclinação orbital de 6,95º, argumento do perigeu de -38,91º e longitude do nodo ascendente de -126,88º. Este é o tempo de referência H2 e ocorre a H0+526,5s.

O estágio criogénico principal cai então para o Atlântico após a separação, destruindo-se numa reentrada atmosférica a uma altitude entre os 80 km e os 60 km devido às cargas geradas pelo atrito. O estágio deve ser despressurizado para evitar o risco de explosão devido ao sobreaquecimento do hidrogénio residual. Uma válvula lateral do tanque de hidrogénio, actuada por um temporizador que é activado pela separação do EPC, é utilizada para este propósito. Esta força lateral é também utilizada para fazer com que o EPC entre numa rotação, reduzindo assim a dispersão dos detritos originados na reentrada. O ângulo de reentrada do estágio criogénico é de -2,70º e a longitude do ponto de impacto é registada a 5,85º O.

O voo do ESC-A tem uma duração de cerca de 16 minutos. Esta fase de voo é finalizada por um comendo enviado pelo OBC, quando o computador estima, a partir de dados calculados pela unidade de orientação inercial, que a órbita alvo foi atingida. Esta é a referência temporal H3 e ocorre a H0+1.494,5 segundos.

O propósito da fase balística seguinte é o de: orientar o conjunto na direcção requerida para a separação dos dois satélites e na direcção necessária para a separação do adaptador Sylda-5; estabilização transversal antes da separação do satélite ASTRA-5B; estabilização nos três eixos espaciais antes da separação do adaptador Sylda-5;  estabilização longitudinal antes da separação do satélite Amazonas-4A; separação dos satélites ASTRA-5B e Amazonas-4A, além do adaptador Sylda-5; rotação final do conjunto a 45º/s; e despressurização do estágio ESC-A (tanques de oxigénio líquido e hidrogénio líquido), precedida de uma fase de despressurização que envolve a abertura simultânea de oito escapes SCAR. Estas operações contribuam para a gestão a curto e médio prazo da distância mútua dos objectos em órbita. A fase balística da missão é composta por 21 fases elementares que incluem a separação dos dois satélites e do adaptador Sylda-5.

Lançamento

A contagem decrescente final inicia-se a H0-7h 30m 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 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 VA216 decorria entre as 2204UTC e as 2302UTC do dia 22 de Março, com uma duração de 58 minutos.

A H0-7h 30m, no início da contagem decrescente final, 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 às 2023UTC (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 do 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.

O lançamento da missão VA216 teve lugar às 2204UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,30s. A T+12,62s iniciava-se a manobra de inclinação (terminando a T+22,6s) e a T+17,05s iniciava-se a manobra de rotação do lançador em torno do seu eixo longitudinal. Esta manobra terminava a T+32,05s. O foguetão Ariane-5ECA atingia a velocidade do som a T+49,36s. A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 23s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu a T+3m 23s.

A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+7m 45s e a T+8m 47s 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 52s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+8m 57s e os dados telemétricos do lançador deixavam de ser recebidos pela estação de Natal a T+12m 25s, começando a ser recebido pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 25s e pela estação de Libreville a T+18m 10s (depois dos dados deixarem de ser recebidos na Ilha de Ascensão a T+17m 40s). Entretanto, o ponto de altitude mínima na trajectória (a 150,6 km) é atingido a T+15m 10s. A estação de Malindi começava a receber a telemetria do Ariane-5ECA a T+22m 55s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorria a T+24m 54s com o lançador a entrar na fase balística a uma altitude de 626,7 km.

Estando colocado na posição superior, o satélite ABS-2 seria o primeiro a separar-se do estágio superior. O procedimento para a separação do satélite iniciava-se a T+24m 59s com a orientação do conjunto. O ASTRA-5B separava-se às 2231UTC (T+26m 59s). O conjunto é agora formado pelo estágio ESC-A, pelo adaptador Sylda-5 e pelo satélite Amazonas-4A. Logo após a separação do ASTRA-5B, procedia-se à estabilização do conjunto (T+27m 9s) e iniciava-se o procedimento de orientação em preparação da separação do adaptador Sylda-5 (T+31m 37s) que ocorria a T+33m 3s. De seguida (T+33m 13s) iniciava-se a manobra de orientação e estabilização para a separação do segundo satélite que ocorria às 2238UTC (T+34m 34s).

Com os dois satélites agora em órbita, era tempo de colocar o estágio ESC-A numa órbita segura e afastada dos satélites. O estágio era estabilizado (T+34m 45s) e orientado para a manobra de separação e depois orientado para a manobra de estabilização por rotação. O ESC-A é então colocado com uma rotação de 45º/s a T+41m 12s. O tanque de oxigénio era colocado em modo passivo a T+43m 2s e o início do modo passivo para o ESC-A dava-se a T+47m 34s.

Os próximos lançamentos com o foguetão Ariane-5ECA são:

27 de Maio (????:??UTC) – VA218 – ELA3 – Measat-3b/Jabiru-2; Optus-10

25 de Julho (????:??UTC) – VA219 – ELA3 – ATV-5 ‘Georges Lemaître’ (variante Ariane-5ES)

 Dados estatísticos

– Lançamento orbital: 5346

– Lançamento orbital com sucesso: 4999

– Lançamento orbital Arianespace: 225

– Lançamento orbital Arianespace com sucesso: 216

– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 234

– Lançamento orbital desde CSG Kourou com sucesso: 222

A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento: 1ª coluna – lançamentos efectuados (lançamentos fracassados); 2ª coluna – lançamentos previstos à data; 3ª coluna – satélites lançados:

Baikonur – 3 / 31 / 5

Plesetsk – 0 / 18 / 0

Dombarovskiy – 0 / 5 / 0

Cabo Canaveral AFS – 3 / 26 / 3

Wallops Island MARS – 1 / 3 / 34

Vandenberg AFB – 0 / 7 / 0

Kauai TF – 0 / 1 / 0

Jiuquan – 0 / 1* / 0

Xichang – 0 / 6* / 0

Taiyuan – 0 / 3* / 0

Tanegashima – 1 / 6 / 8

Kourou – 2 / 16 / 4

Satish Dawan, SHAR – 1 / 5 / 1

Odyssey – 0 / 1 / 0

Semnan – 0 / 2* / 0

* Valores não precisos

Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 27,3% foram realizados pela Rússia; 26,4% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 0% pela China; 18,2% pela Arianespace; 9,1% pelo Japão; 9,1 % pela Índia e 0% pel0 Irão.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são:

23 Mar (2253:00) – 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat-M (78085168/112-01) – GIK-1 Plesetsk, LC43/4 – GLONASS-M (blok-48s)

25 Mar (1805:00) – Atlas-V/541 – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – NROL-65

25 Mar (2117:25) – 11A511U-FG Soyuz-FG (Т15000-047) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz TMA-12M (Союз ТМА-12М)

31 Mar (0251:00) – Falcon-9 v1.1 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Dragon SpX-3 (CRS3); All-Star-THEIA; KickSat-1 (inc. 104 Sprites); SporeSat; TSAT (TestSat-Lite); PhoneSat-2.5

3 Abr (1446:00UTC) – Atlas-V/401 (AV-044) – Vandenberg AFB, SLC-3E – DMSP-5D3 F-19

Imagens: Arianespace

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