Vega lança satélite de observação terrestre para o Cazaquistão



DZZ-HR_2014-04-30_02-35-26redux

Um foguetão europeu Vega colocou em órbita um satélite de observação terrestre para o Cazaquistão. O lançamento da missão VV03 da Arianespace, teve lugar às 0135:15UTC do dia 30 de Abril de 2014 e foi levada a cabo a partir do Complexo de Lançamento ZLV do CSG Kourou, Guiana Francesa.

Todas as fases da missão decorreram como previsto e o satélite separou-se do último estágio do lançador às 0230:44UTC.

O lançamento estava originalmente previsto para ter lugar a 29 de Abril, mas durante a contagem decrescente foi observado um comportamento anómalo do sistema de ventilação da carga a bordo do foguetão Vega após a remoção da estrutura de serviço. Segundo a sua política de qualidade, a Arianespace decidiu proceder a uma inspecção das suas instalações na plataforma de lançamento, adiando-o por 24 horas.

DZZ-HR_2014-04-30_02-35-20redux

O satélite DZZ-HR

O satélite DZZ-HR (que será rebaptizado KazEOSat-1 após atingir a sua órbita operacional) tem por missão a obtenção de imagens de alta-resolução para o mapeamento, monitorização dos recursos naturais e agrícolas, e apoio de operações de busca e salvamento durante desastres naturais.

Desenvolvido pela Airbus Defence and Space, o satélite irá operar numa órbita sincronizada com o Sol a uma altitude média de 750 km e uma inclinação de 98,54º.

Vega_2014-04-28_18-01-49

No lançamento o satélite tinha uma massa de 830 kg e as suas dimensões são de 2,10 x 3,70 metros. Na início da sua vida operacional, os seus painéis solares são capazes de gerar 1.200 W de potência. A missão do DZZ-HR terá uma duração nominal de 7,25 anos.

Lançamento do DZZ-HR

A contagem decrescente para o lançamento do DZZ-HR teve início a T-7h 45m. Procedendo-se à verificação dos sistemas do lançador, da plataforma de lançamento e sistemas de apoio, e dos sistemas do satélite, os controladores procedem à activação da unidade multi funções (MFU) a T-5h 40m. A T-5h 30m procede-se à activação dos transmissores de telemetria e do sistema de referência inercial (IRS).

A activação do computador de bordo e a introdução do programa de voo é feita a T-4h 55m, enquanto que a activação da unidade principal de segurança (SMU) tem lugar a T-4h 50m. O relógio de bordo é sincronizado com a hora UTC a T-4h 25m e a T-4h 20m procede-se ao alinhamento e verificação do IRS.

Vega_2014-04-28_18-02-42

O dispositivos de segurança são removidos a T-3h 40m e uma hora mais tarde procede-se à remoção da estrutura de acesso ao lançador (este procedimento tem uma duração de 45 minutos). O SRI é activado a T-1h 55m, após a remoção da estrutura de acesso. Da mesma forma, os transmissores de telemetria são activados a T-1h 20, após a remoção da estrutura de acesso.

Os repetidores são activados a T-1h 20m. O sistema de lançamento é declarado pronto a T-34m e a T-10m produz-se o último relatório meteorológico antes do lançamento.

A sequência sincronizada tem início a T-4m, e a ignição e o lançamento ocorrem a T=0s. A separação do primeiro estágio (P80) tem lugar a T+1m 53s, enquanto que o segundo estágio (Zefiro-23) separa-se a T+3m 36s. A carenagem de protecção da carga, agora desnecessária, é descartada a T+3m 54s.

O terceiro estágio (Zefiro-9) termina a sua queima e separa-se a T+6m 14s. A primeira queima do estágio AVUM ocorre entre T+6m 21s e T+11m 52s. A segunda queima do estágio AVUM ocorre entre T+52m 35s e T+54m 33s. A separação do DZZ-HR tem lugar a T+55m 29s.

VV-03_Launch-poster-Kourouredux

O foguetão Vega

Com este novo vector espacial, a Arianespace preenche uma lacuna na sua frota de lançadores 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

A 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.

Vega_2014-04-28_17-49-29 Vega_2014-04-28_17-49-44

Vega_2014-04-28_17-50-05 Vega_2014-04-28_17-50-15

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.

Vega_2014-04-28_17-50-49

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.

Vega_2014-04-28_17-51-06

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.

Os próximos lançamentos com o foguetão Vega são:

Outubro – VV04 – IXV (lançamento sub-orbital)

Princípios 2015 – VV?? – Gokturk-1

Maio – VV?? – LISA Pathfinder

Julho – VV?? – ADM-Aeolus

Agosto – VV?? – Sentinel-3B

Estatísticas

– Lançamento orbital: 5358

– Lançamento orbital com sucesso: 5011

– Lançamento orbital Arianespace: 227

– Lançamento orbital Arianespave com sucesso: 218

– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 236

– Lançamento orbital desde CSG Kourou com sucesso: 224

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; 2ª coluna – lançamentos previstos à data; 3ª coluna – satélites colocados em órbita:

Baikonur – 7 / 30 / 10

Plesetsk – 1 / 12 / 1

Dombarovskiy – 0 / 4 / 0

Cabo Canaveral AFS – 5 / 23 / 10

Wallops Island MARS – 1 / 3 / 34

Vandenberg AFB – 1 / 3 / 1

Kauai TF – 0 / 1 / 0

Jiuquan – 1 / 2* / 1

Xichang – 0 / 5* / 0

Taiyuan – 0 / 3* / 0

Tanegashima – 1 / 5 / 8

Kourou – 4 / 14 / 6

Satish Dawan, SHAR – 2 / 5 / 2

Odyssey – 0 / 1 / 0

Palmachin – 1 / 1 / 1

* Valores não precisos

Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo 33,3% foram realizados pela Rússia; 29,2% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 4,2% pela China; 16,7% pela Arianespace; 4,2% pelo Japão, 8,3 % pela Índia e 4,2% por Israel.

Os próximos cinco lançamentos orbitais previstos são (horas UTC):

06 Mai (????:??) – 14A14-1A Soyuz-2.1A (163) – GIK-1 Plesetsk, LC43/4 – Kobalt-M (11F695M n.º 564)

15 Mai (2142:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (93545/99547) – Baikonur, LC200 PU-39 – Express-AM4R (Экспресс-АМ4Р)

16 Mai (0007:00) – Delta-IV-M+(4,2) (D365) – Cabo Canaveral AFS, SLC-37B –  GPS-IIF SV-6

17 Mai (????:??) – Falcon-9 v1.1 (F5) – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Orbcomm-G2 (x6)

22 Mai (????:??) – Atlas-V/401 – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – NROL-33

Deixe um comentário