Naquele que foi o 9.º lançamento orbital mal sucedido de 2020, a Arianespace levou a cabo o lançamento de dois satélites desde o CSG Kourou, Guiana Francesa, na missão VV17. O lançamento teve lugar às 0152UTC do dia 17 de Novembro de 2020 e foi realizado por um foguetão Vega desde o Complexo de Lançamento ZLV.
As fases iniciais da missão decorreram sem problemas, mas no final da primeira queima do estágio AVUM foram notados desvios dos parâmetros nominais de voo. Segundo a Arianespace, “8 minutos após o lançamento da missão VV17 do foguetão Vega, depois da primeira ignição do motor do estágio superior AVUM, foi identificado um desvio de trajectória, levando à perda da missão. A análise dos dados telemétricos está a ser levada a cabo para determinar a causa desta falha.”
Análise preliminar
A análise preliminar dos dados telemétricos disponíveis levou à conclusão de que dois cabos para dois actuadores de controlo de vector de propulsão do motor VG143 encontravam-se invertidos. Assim, os comandos que deveriam ser enviados para um determinado actuador, eram de facto enviados para o outro, levando à perda de controlo.
O lançador acabaria por cair numa zona desabitada localizada perto da zona de impacto do estágio Zefiro-9.
Segundo os protocolos, a Arianespace e a ESA criaram uma Comissão de Inquérito independente presidida conjuntamente por Daniel Neuenschwander, Diretor de Transporte Espacial da ESA, e Stéphane Israël, Diretor Executivo da Arianespace, a 18 de Novembro. A Comissão fornecerá provas detalhadas para explicar por que motivo não foram tomadas medidas para identificar e corrigir o erro de integração. A Comissão irá formular um roteiro para o regresso ao activo do lançador Vega em condições de total fiabilidade. A Arianespace e a ESA apresentarão em conjunto as conclusões desta comissão.
A carga da missão VV17
A bordo desta missão seguiam os satélites SEOSAT-Ingenio e TARANIS.
O SEOSAT-Ingenio, o primeiro satélite Espanhol de observação da Terra, é um satélite de observação óptica de alta-resolução. A sua missão é dedicada a garantir uma cobertura das áreas de interesse nacional Espanhol, fornecendo uma larga capacidade operacional na obtenção de imagens do solo multi-espectrais de alta-resolução para numerosos utilizadores, bem como apoiar e optimizar o desenvolvimento na Espanha de aplicações baseadas na teledetecção.
O objectivo geral da missão é o de fornecer informação para aplicações na cartografia, uso dos solos, gestão urbana, gestão das águas, monitorização ambiental, gestão de riscos e segurança.
Com a sua capacidade de observação lateral, pode aceder a qualquer ponto da Terra em três dias, e será utilizado para mapear desastres naturais tais como inundações, fogos florestais e terramotos – bem como auxiliar num dos maiores desafios da Humanidade: compreender e responder às alterações climáticas.
O SEOSAT-Ingenio foi a 57.ª missão (79.º satélite) a ser lançado pela Arianespace para a ESA (ESA/Directorado de Programas de Observação da Terra) em benefício do CDTI – Centro para el Desarrollo Tecnológico Industrial de Espanha. O satélite pertence ao Instituto Nacional de Tecnologia Aeroespacial (Torrejon de Ardoz-Madrid) que o irá operar.
O satélite é o primeiro a ser construído por um consórcio industrial de companhias do sector espacial Espanhol lideradas pela Airbus Defence and Space. O SEOSAT-Ingenio é o 128.º satélite da Airbus Defence and Space a ser lançado pela Arianespace.
O SEOSAT-Ingenio é baseado na plataforma AstroSat-250 e tem uma massa de 788 kg no lançamento. Irá operar numa órbita sincronizada com o Sol a uma altitude de 668 km. O seu tempo de vida útil é de 7 anos.
O TARANIS é um satélite científico da agência espacial Francesa, CNES. O TARANIS (Tool for the Analysis of RAdiation from lightNIng and Sprites) é o deus Celta dos trovões e relâmpagos, e é o primeiro satélite projectado para observar os fenómenos luminosos, radiativos e electromagnéticos que ocorrem a altitudes entre os 20 km e os 100 km, sobre trovoadas.
Descobertos há 20 anos, tais eventos luminosos transientes (TLE – transient luminous events) tais como os sprites vermelhos, jactos azuis, elfos, halos de sprites, etc. permanecem rodeados e mistério. Por vezes, estes eventos são acompanhados por flashes de raios gama terrestres (TGF – terrestrial gamma-ray flashes). A correlação entre estes TLE e TGF é uma das questões científicas que a missão TARANIS espera responder. Os TLE foram observados pela primeira vez desde a missão ROCSAT-2, posteriormente rebaptizado FOMOSAT-2, o segundo satélite de observação da Terra em alta-resolução do NSPO (National Space Program Office) – Taiwan, fabricado pela Airbus Defence and Space.
O TARANIS irá sobrevoar milhares de TLE e TGF durante pelo menos quatro anos e será capaz de detectar estes eventos e registar as suas assinaturas luminosas e radiactivas em alta resolução, bem como as perturbações electromagnéticas que eles criam na atmosfera terrestre. A carga a bordo inclui numerosos sensores para observar os TLE e levar a cabo medições das perturbações causadas no plasma local (campos, ondas e partículas).
A missão TARANIS tem três objectivos principais:
- avançar a compreensão física das ligações entre TLE e TGF, nas suas regiões de origem, e as condições ambientais (actividade de relampãgos, variações no plasma térmico, ocorrência de fluxos atmosféricos intensos, etc.);
- identificar os mecanismos de criação para os TLF e TGF, e, em particular, os eventos de partículas e de ondas, que estão envolvidos nos processos de criação ou quais são produzidos pelos processos de criação;
- avaliação dos potenciais efeitos dos TLF, TGF e «erupções» de electrões precipitados e acelerados (em particular precipitação de electrões induzida por relâmpagos e feixes de electrões) na atmosfera terrestre ou nas cinturas de radiações.
O TARANIS tem uma massa de 175 kg no lançamento e é baseado na plataforma MYRIADE.
Lançamento da missão VV17
A campanha de lançamento teve início a 5 de Outubro de 2020 com a revisão dos procedimentos e a transferência do estágio P80 para a plataforma de lançamento. Entretanto, os dois satélites haviam chegado à Guiana Francesa a 24 de Setembro, com o SAESAT-Ingenio a ser transportado para as instalações de preparação de carga S5C e o TARANIS a ser transportado para as instalações S5B.
A integração da secção interestágio entre o primeiro e segundo estágio ocorria a 8 de Outubro. A integração do estágio Z23 ocorria a 9 de Outubro e a 13 de Outubro dava-se a integração do estágio Z9. As operações de abastecimento do TARANIS ocorriam neste dia, enquanto que as operações de abastecimento do SEOSAT-Ingenio ocorriam a 15 e 16 de Outubro. A integração do estágio AVUM ocorria a 16 de Outubro.
A integração do TARANIS no adaptador de carga ocorria a 28 de Outubro e a posterior integração na parte inferior do VESPA (Vega Secondary Payload Adaptor) ocorria no dia seguinte. Por seu lado, a integração do SEOSAT-Ingenio na parte superior do VESPA ocorria a 30 de Outubro. O teste de controlo de síntese ocorria a 2 de Novembro e a 4 de Novembro o SEOSAT-Ingenio era integrado na parte inferior do VESPA. As operações de abastecimento do estágio AVUM decorriam entre 13 e 17 de Março. A colocação da carga no interior da carenagem de protecção ocorria a 6 de Novembro.
As operações de abastecimento do estágio AVUM e do subsistema de controlo de atitude e rotação RACS (Roll and Attitude Control Subsystem) decorreram entre 7 e 10 de Novembro. A carenagem contendo os dois satélites é transferida para a plataforma PFRCS (Upper Composite Rolling Platform) a 10 de Novembro, sendo transferida para o Complexo de Lançamento ZLV a 11 de Novembro.
O sistema compósito superior é integrado no lançador a 12 de Novembro. Neste dia ocorrem os testes funcionais do lançador. A 14 de Novembro ocorre o ensaio geral do lançamento e a armação do estágio Z23/Z9 e do AVUM. Os preparativos finais do lançador e a inspecção final da carenagem ocorrem a 15 de Novembro.
O início da contagem decrescente final tinha lugar a T-9h 10m, seguindo-se a activação da Unidade Multi-Funcional a T-6h 0m. A activação do Sistema de Referência Inercial ocorria a T-5h 40m, na mesma altura em que se iniciava a activação do sistema de transmissão de telemetria do foguetão Vega. A Unidade Principal de Segurança do lançador era activada a T-5h 10m.
A remoção dos dispositivos de segurança ocorre a T-4h 50m e a T-4h 40m era activado o computador de bordo e carregado o programa de voo. O alinhamento do Sistema de Referência Inercial e verificações ocorriam a T-4h 30m. O processo de remoção da estrutura móvel de acesso ao lançador iniciava-se a T-3h 15m, sendo um procedimento que tem uma duração de 45 minutos. O alinhamento do Sistema de Referência Inercial e verificações após a remoção da estrutura móvel de acesso ao lançador ocorriam a T-2h 25m. A activação do sistema de transmissão de telemetria após a remoção da estrutura móvel de acesso ao lançador ocorria a T-1h 15m, na mesma altura em que eram activados os transponders e receptores.
Os sistemas do lançador estão prontos para a missão a T-50m e o relatório meteorológico final antes do lançamento é emitido a T-10m. O início da sequência sincronizada de lançamento ocorre a T-4m.
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 32 segundos. A separação do primeiro estágio ocorre a T+1m 54s. O segundo estágio deveria entrar em ignição 1 segundo depois. O final da queima e separação do segundo estágio ocorreria a T+3m 38s e a ignição do terceiro a T+3m 50s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 55s. O final da queima do terceiro estágio tem lugar a T+6m 30s, separando-se de seguida. O sistema compósito superior, que inclui o estágio AVUM, o adaptador de carga e o satélite, entram num voo balístico até T+7m 54s, altura em que se iniciaria a primeira das ignições do estágio AVUM.
A primeira queima do AVUM terminaria a T+15m 16s, seguindo-se uma fase balística, com a segunda queima do AVUM a ter uma duração de cerca de 1 minuto e 21 segundos entre T+52m e T+54m.
A separação do satélite SEOSAT-Ingenio ocorreria a T+54m, seguindo-se a T+1h 1m a separação da parte superior do VESPA.
Uma nova queima do estágio AVUM decorreria a T+1h 2m e T+58m 53s e a quarta ignição a T+1h 38m. A separação do TARANIS ocorreria a T+1h 42m. A quinta e última ignição do AVUM decorreria entre T+1h 52m e T+1h 53m.
A Arianespace
A Arianespace foi fundada em 1980 sendo a primeira empresa de serviços e soluções de lançamentos orbitais. É subsidiária do ArianeGroup que detém 74% das suas acções, sendo o restante detido por 17 outras empresas ligadas à industria Europeia de lançamentos espaciais.
Desde a sua fundação, a Arianespace assinou mais de 530 contratos de lançamento de satélites, tendo colocados em órbita mais de 570 satélites. Mais de metade dos satélites comerciais agora em serviço em torno do planeta foram colocados em órbita pela Arianespace.
As actividades da empresa ocorrem em todo o mundo, tendo a sua sede em Evry, França; o centro espacial de Kourou, Guiana Francesa, onde estão situadas as plataformas de lançamento do lançador Ariane, Soyuz e Vega; e escritórios em Washington D.C., Tóquio e Singapura. A Arianespace disponibiliza serviços de lançamentos aos operadores de satélites em todo o mundo, incluindo empresas privadas e agências governamentais.
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 
lançamento 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.
A 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.
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.
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.
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 
levados 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: 6000
– Lançamento orbital Arianespace: 289 (4,82%)
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 301 (5,02% – 100,00%)
O quadro seguinte mostra os lançamentos previstos e realizados em 2020 por polígono de lançamento.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
6001 – 19 Nov (0144:??) – Electron/Curie (F16 ‘Return To Sender’) – Onenui (Máhia), LC-1 – SpaceBEE 22 a SpaceBEE 45, APSS-1, Dragracer A (Alchemy), Dragracer B (Augury), BRO-2, BRO-3, Gnome Chompski
6002 – 21 Nov (1717:??) – Falcon 9-099 (B1063.1) – Vandenberg AFB, SLC-4E – Sentinel-6 ‘Michael Freilich’ (Jason-CS)
6003 – 22 Nov (0317:??) – Falcon 9-100 . Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Starlink-16 (v1.0 L15)
6004 – 23 Nov (1955:??) – CZ-5 Chang Zheng-5 (Y5) – Wenchang, LC101 – Chang’e-5
6005 – 28 Nov (0522:??) – Angara-A5/Briz-M (71752/88802 (88534)) – GIK-1 Plesetsk, LC35/1 – IPM-2