Vega lança Mohammed VI-A



O foguetão Vega (VV11) colocou em órbita com sucesso o satélite de observação da Terra, Mohammed VI-A, para Marrocos. O lançamento teve lugar às 0142:31UTC do dia 8 de Novembro de 2017 a partir do Complexo de Lançamento ZLV do CSG Kourou, Guiana Francesa.

O satélite foi construído pela Airbus e pela Thales Alenia Space, e é um satélite de observação da Terra a alta-resolução. É baseado na plataforma AstroSat-1000 e a sua massa no lançamento é de 1.110 kg, sendo estabilizado nos seus três eixos espaciais.

O Mohammed VI-A (também designado MN35-A ou Morocco EO Sat 1) será utilizado para tarefas de mapeamento e observação dos solos, desenvolvimento regional, monitorização da agricultura, prevenção e gestão dos desastres naturais, monitorização de alterações ambientais e desertificação, bem como para vigilância costeira e de fronteiras.

A Thales Alenia Space, como empresa principal do sistema, forneceu a carga a bordo do satélite, incluindo o instrumento óptico, o subsistema de transmissão de imagens, e o segmento no solo para o processamento de imagens e produção. Por seu lado, a Airbus, como principal contratante do satélite, esteve encarregue da sua integração, bem como foi responsável pelo fornecimento da plataforma e do segmento do solo para o planeamento da missão e controlo do satélite.

Lançamento da missão VV11

Após abandonar rapidamente a plataforma de lançamento, o foguetão Vega inicia um breve voo horizontal na fase inicial da ignição dos três estágios iniciais que tem uma duração de 6 minutos e 34 segundos. A separação do primeiro estágio ocorre a T+1m 57s, com o segundo estágio a entrar em ignição logo de seguida. O final da queima e separação do segundo estágio ocorre a T+3m 40s e a ignição do terceiro estágio ocorre a T+3m 52s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 578s. O final da queima do terceiro estágio ocorre a T+6m 34s, separando-se de seguida. O sistema compósito superior, que inclui o estágio AVUM, o adaptador de carga e o satélite, estão num voo balístico até T+8m 3s, altura em que se inicia a primeira das ignições do estágio AVUM.

A primeira queima tem uma duração de cerca de sete minutos, iniciando-se a T+8m 3s e terminando a T+15m 48s. Segue-se uma fase balística, com a segunda queima do AVUM a ter uma duração de cerca de dois minutos entre T+52m 6s e T+53m 57s. A separação do Mohammed VI-A ocorre a T+55m 33s.

O AVUM executa uma nova queima para se afastar do satélite entre T+47m 44s e T+49m 2s.

O foguetão Vega

O foguetão Vega preenche uma lacuna na frota de lançadores da Arianespace que é já composta pelo europeu Ariane-5ECA e pelo russo Soyuz-ST. Com o foguetão Vega a empresa de lançamentos europeia fica assim com a capacidade de colocar em órbita pequenos satélites não estando dependente de oportunidades de Vegalançamento nos outros dois foguetões.

História do programa

O desenvolvimento do foguetão Vega (Vettore Europeo di Generazione Avanzata) teve as suas origens no princípio dos anos 90 do Século XX, quando foram levados a cabo estudos para investigar a possibilidade de complementar a família de lançadores Ariane com um veículo lançador de pequena carga utilizando a tecnologia de combustíveis sólidos do Ariane.

O lançador começou como um conceito nacional italiano. Em 1988 a empresa BPD Difesa y Spazio propôs um veículo à agência espacial italiana ASI para substituir o reformado foguetão Scout de fabrico norte-americano por um novo lançador tendo por base o motor Zéfiro desenvolvido pela empresa a partir dos conhecimentos ganhos no desenvolvimento do Ariane. Após cerca de dez anos de actividades de definição e de consolidação, a agência espacial italiana e a industria italiana propuseram o lançador Veja como um projecto europeu tendo por base no seu próprio know-how em propulsão sólida obtido a partir do desenvolvimento e produção dos propulsores laterais de combustível sólido (PAP) do foguetão Ariane-4 e dos componentes dos propulsores laterais (EAP) do foguetão Ariane-5.

Em Abril de 1998 o Conselho da ESA aprovou uma resolução que autorizava as actividades de pré-desenvolvimento. Como resultado foi escolhida a presente configuração com o primeiro estágio que também poderia servir como um propulsor lateral melhorado para o Ariane-5. O Programa Vega foi aprovado pela Comissão do Programa Ariane da ESA a 27 e 28 de Novembro de 2000, e o projecto oficialmente iniciado a 15 de Dezembro desse ano quando sete países subscreveram a declaração.

Inicialmente o foguetão Vega deveria estar operacional a partir de 2007 desde o Centro Espacial de Guiana, na Guiana Francesa, a partir do complexo de lançamento ELA-1 que foi utilizado pelo foguetão Ariane-1 e posteriormente reabilitado. A empresa ELV S.p.A. está encarregue do desenvolvimento e produção do novo foguetão. A produção do foguetão Vega e a sua capacidade de lançamento são adaptadas de tal forma a permitir pelo menos quatro lançamentos por ano.

Vega_2014-04-28_18-03-17A produção do foguetão Vega beneficia da reutilização de uma parte já desenvolvida no âmbito de outros programas bem como de novos e avançados subsistemas, componentes e materiais. Graças a esta lógica o alvo de fiabilidade do desenho do lançador foi estabelecido num nível superior de 98% com um nível de confiança de 60%. Tendo em conta os objectivos do desenho e o extensivo programa de qualificação, prevê-se que a fiabilidade de voo do novo lançador irá satisfazer o mercado comercial.

Descrição do sistema de lançamento

A Arianespace oferece um sistema de lançamento completo incluindo o veículo lançador, as instalações de lançamento e os serviços associados.

O foguetão Vega consiste primariamente de um sistema compósito inferior composto por três estágios de propulsão sólida e um módulo AVUM (Attitude and Vernier Upper Module) reiniciável, e um sistema compósito superior que inclui uma carenagem de protecção e um sistema de adaptação e dispensador com um sistema de separação.

Performance do lançador

vegavv07-002027A performance geral apresentada é expressa em termos da massa da carga incluindo a massa da carga no lançamento, o sistema de lançamento duplo ou múltiplo (se for o caso) e o adaptador de carga. Os cálculos da performance foram realizados tendo em conta que existe uma reserva suficiente no AVUM para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade de 99,7%. A capacidade de propolente do AVUM é também suficiente para a saída de órbita ou para a transferência para uma órbita segura, caso necessário; o fluxo aerotérmico a quando da separação da carenagem e segundo fluxo aerotérmico é inferior ou igual a 1.135 W/m2. O aumento deste valor iria melhorar a performance do lançador ao permitir uma separação da carenagem mais cedo ou a adaptação do perfil de ascensão; os valores de altitude são dados tendo em conta uma Terra esférica com um raio de 6.378 km; o voo orbital é realizado com uma sequência de atitude standard e duração, com provisões de telemetria standard e serviços eléctricos à carga; a trajectória de voo tem em conta os requisitos de segurança do CSG.

Perfis de missão típicos

Um perfil de voo típico consiste nas seguintes três fases: Fase I – ascensão dos três primeiros estágios do lançador até a uma trajectória elíptica baixa (perfil sub-orbital); Fase II – transferência do estágio superior e carga para a órbita inicial pela primeira queima do AVUM, voo orbital passivo e manobras orbitais pelo estágio AVUM para entrega da carga na órbita final; Fase III – saída de órbita do AVUM ou manobras de descarte orbital.

O perfil de voo para os três primeiros estágios será optimizado para cada missão. Este perfil será baseado nos seguintes eventos de voo: a) voo do 1º estágio com a ascensão vertical inicial, manobra de arfagem programada e um voo de incidência zero; b) voo de incidência zero do 2º estágio; c) voo do 3º estágio, separação da carenagem e injecção numa trajectória sub-orbital.

Os perfis de ascensão típicos dos três estágios Vega e a sequência de eventos associados são mostrados no quadro na página seguinte. É também representada uma trajectória típica na segunda imagem e um exemplo dos parâmetros de voo durante a ascensão.

A separação da carenagem de protecção pode ter lugar em alturas diferentes dependendo dos requisitos do fluxo aerotérmico sobre a carga. Tipicamente, a separação tem lugar entre os 200 e os 260 segundos após a ignição devido às limitações do fluxo aerotérmico.

Após a separação do 3º estágio na trajectória sub-orbital que múltiplas ignições do AVUM são utilizadas para transferir a carga para uma grande variedade de órbitas intermédias ou finais, fornecendo as necessárias alterações de plano orbital e elevação orbital. Podem ser fornecidas até cinco reignições do AVUM para atingir a órbita final ou para transportar as cargas para diferentes órbitas. Adicionalmente, na primeira queima, o estágio AVUM pode fornecer a compensação até 3s erros acumulados durante o voo inicial dos três estágios.

Após a separação da carga e após o adiamento temporal necessário para fornecer uma distância segura entre o AVUM e os satélites, o estágio superior executa uma manobra de saída de órbita ou manobra de descarte orbital. Esta manobra é levada a cabo com uma queima adicional do motor principal do AVUM. Os parâmetros da órbita «segura» ou da reentrada atmosférica serão escolhidos de acordo com os regulamentos internacionais sobre os detritos espaciais e serão coordenadas com o utilizador durante a análise da missão.

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Dados gerais de performance

Missões para órbita circular incluindo órbita polar e OSS

Os satélites de observação da Terra, satélites meteorológicos e satélites científicos irão beneficiar da capacidade do foguetão Vega para os transportar directamente para órbitas sincronizadas com o Sol, órbitas circulares ou para órbitas com diferentes inclinações.

A missão típica do foguetão Vega inclui um perfil de ascensão dos três primeiros estágios e três queimas do AVUM realizadas da seguinte forma: a) A primeira queima do AVUM destina-se a uma transferência para uma órbita elíptica intermédia com uma altitude de apogeu igual ao valor alvo; b) Uma segunda queima do AVUM para circularização da órbita, e; c) Uma terceira queima do AVUM para descarte orbital ou manobra de descarte.

Os dados de performance do lançador para missões para órbitas circulares com diferentes inclinações e altitudes entre os 300 km e os 1.500 km são apresentados na figura seguinte.

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Missões para órbitas elípticas

A capacidade de reignição do AVUM oferece uma maior flexibilidade para atingir um variado leque de órbitas elípticas. Uma missão típica do lançador Veja incluí uma ascensão sub-orbital com os três primeiros estágios e duas ou três queimas do AVUM da seguinte forma: a) Uma primeira queima para transferir para uma órbita inicial, seguida de uma fase não propulsiva até um ponto correspondente ao argumento do perigeu da órbita elíptica alvo; b) Uma segunda queima do AVUM para uma órbita elíptica intermédia com uma altitude de apogeu igual ao valor alvo, e; c) Uma terceira queima do AVUM para elevar o perigeu para o valor requerido.

Em alguns casos, quando é necessária uma altitude mais baixa do perigeu, a missão será reduzida a duas queimas do AVUM.

Missões de escape

Os dados de performance para missões de escape do campo gravitacional terrestre são uma função do parâmetro C3 (o quadrado da velocidade no infinito)

Precisão da injecção orbital

A precisão do lançador Vega é principalmente determinada pela performance do estágio AVUM capaz de proporcionar correcções de erro devido ao voo dos três estágios iniciais. Na seguinte tabela são apresentados dados conservadores da precisão dependendo do tipo de missão. A precisão específica de cada missão será calculada como parte da análise de cada missão.

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Duração da missão

A duração da missão desde a ignição até à separação dos satélites na órbita final depende do perfil de missão seleccionado, parâmetros orbitais específicos, precisão da injecção, e das condições de visibilidade das estações terrestres a quando da separação. Tipicamente, os eventos críticos da missão tais como separação da carga são Vega_2014-04-28_17-51-15levados a cabo nas zonas de visibilidade das estações terrestres. Isto permite a recepção de informação sobre eventos relevantes em tempo quase real, estimativa a bordo dos parâmetros orbitais, e condições de separação. As durações típicas de várias missões (sem os constrangimentos de visibilidade da separação dos satélites) são apresentadas na tabela seguinte. A duração da missão será determinada como parte da análise detalhada da missão, tendo em conta a disponibilidade das estações no solo e a visibilidade. 

Dados estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5684

– Lançamento orbital Arianespace: 263

– Lançamento orbital desde CSG: 275

Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo em 2017: 13,0% foram realizados pelos Estados Unidos (incluindo ULA – 87,5% (8) e Orbital ATK – 12,5% (1)); 14,5% (10) pela China; 21,7% (15) pela Rússia; 14,5% (10) pela Arianespace; 5,8% (4) pela Índia; 7,2% (5) pelo Japão e 23,2% (16) pela SpaceX.

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

11 Nov (1237:XX) – Antares-230 – MARS Wallops Island, LP-0A – Cygnus OA-8 (CRS-8); EcAMSat; ISARA; CHEFSat; Asgardia-1; OCSD-B (AeroCube-7B); OCSD-C (AeroCube-7C); PropCube-2 (Fauna)

14 Nov (0947:03) – Delta-2 7920-10C (D378) – Vandenberg AFB, SLC-2W – JPSS-1 (NOAA-20); MiRaTA; Buccaneer RMM; Fox-1B (RadFxSat); MakerSat-0

15 Nov (????:??) – CZ-4C Chang Zheng-4C (Y21) – Taiyuan, LC9 – FY-3D Fengyun-3D; HEAD-1

16 Nov (0100:00) – Falcon-9 (B1043) – CE Kennedy, LC-39A – ZUMA (Mission 1390)

21 Nov (????:??) – CZ-6 Chang Zheng-6 – Taiyuan, LC16 – Jilin 1-04 (Lingqiao 1-04); Jilin 1-05 (Lingqiao 1-05); Jilin 1-06 (Lingqiao 1-06)

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