Após uma longa paragem devido à pandemia Covid-19, a Arianespace levou a cabo o seu terceiro lançamento orbital em 2020.
A missão VA253 foi lançada pelo foguetão Ariane-5ECA (L5112) a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou, Guiana Francesa. O lançamento teve lugar às 2204:07,3UTC e o principal objectivo da missão era injectar a sua carga numa órbita de transferência geostacionária com um perigeu a 250 km de altitude, apogeu a 35.738 km de altitude e inclinação orbital de 6.º.
A bordo da missão VA253 estavam os satélites Galaxy-30/MEV-2 e BSat-4b.
O Galaxy-30 foi construído pela Northrop Grumman Innovation Systems (NGIS) e é baseado no modelo GEOStar-2.4E, tendo uma massa de 3.298 kg. A bordo transporta uma carga de repetidores de banda C, Ku e Ka, bem como uma carga WAAS. O satélite será operado pela Intelsat durante 15 anos na órbita geossíncrona posicionado a 125.º longitude Oeste. O Galaxy-30 será operado pela Intelsat e irá fornecer capacidades de distribuição de transmissão de alta-definição, incluindo media de UHD (Ultra-High Definition) e OTT (over-the-top), além de fornecer soluções de banda larga, comunicações móveis e empresariais.
A bordo encontra-se o segundo veículo MEV da Northrop Grumman Innovation Systems. Tal como o MEV-1 (Mission Extension Vehicle-1), o MEV-2 incorpora tecnologias testadas em voo em missões anteriores. O satélite é baseado na plataforma GEOStar-3 e tem uma massa de 2.875 kg. Controlado pela equipa de operações de satélite da empresa, os MEV usam um sistema de acoplamento confiável e de baixo risco, que se acopla aos recursos existentes no satélite de um determinado cliente. Transportando uma carga de banda-C e banda-Ku, o satélite será operado pela SpaceLogistics LLC e fornecerá serviços de manutenção, assumindo as funções de propulsão e controlo de atitude. O veículo tem uma vida útil de 15 anos, com a capacidade de executar inúmeras missões durante sua vida útil.
O BSat-4b é baseado na plataforma SSL-1300 e foi construído pela Maxar Technologies (anteriormente Space Systems/Loral), tendo uma massa de 3.530 kg. Está equipado com 24 repetidores de banda Ku e será operado pela Broadcasting Satellite System Corporation (B-SAT). O seu tempo de vida útil é de 15 anos.
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 Ariane-5ECA
O super lançador europeu Ariane-5ECA (Evolution Cryotechnique type A) 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 51,6.º 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.
Os lançadores Ariane-5ECA são fabricados sobre a autoridade da Agência Espacial Europeia e da agência espacial Francesa CNES (Centre National d’Etudes Spatiales). A empresa Europeia Airbus Defence and Space é a principal contratante para os veículos, liderando um consórcio multinacional de outras empresas Europeias.
| Lançamento | Veículo
Missão |
Data | Hora (UTC) | Carga |
| 2018-074 | L5103
VA243 |
25/Set/2018 | 22:38:07 | Horizons-3e
Intelsat-38 (Azerspace-2) |
| 2018-080 | L105
VA245 |
30/Ago/2019 | 23:41:25.324 | BepiColombo |
| 2018-100 | L5104a
VA246 |
04/Dez/2018 | 20:37:07 | GSAT-11
GEO-KOMPSAT-2A |
| 2019-007 | L5106
VA247 |
05/Fev/2019 | 21:01:08 | HS4-SGS1 (Hellas-Sat-4, SaudiGeoSat-1)
GSAT-31 |
| 2019-034 | L5107
VA248 |
20/Jun/2019 | 21:43:07 | AT&T T-16
Eutelsat-7C |
| 2019-049 | L5108
VA249 |
06/Ago/2019 | 19:30:07 | Intelsat-39
Hylas-3 (EDRS-C) |
| 2019-080 | L509
VA250 |
26/Nov/2019 | 21:23:07 | TIBA-1
Inmarsat-5 F5 |
| 2020-005 | L5110
VA251 |
16/Jan/2020 | 21:05:07 | Eutelsat Konnect
GSAT-30 |
| 2020-013 | L5111
VA252 |
18/Fev/2020 | 22:18:07 | JCSat-17
GEO-KOMPSAT-2B |
| 2020-054 | L5112
VA253 |
31/Jul/2020 | 22:04:07,3 | Galaxy-30MEV-2
BSat-4b |
O veículo L5112 e a missão VA253
Na sua configuração de carga dupla e uma carenagem longa (construída pela RUAG Schweiz AG) com uma altura total de 17 metros, diâmetro de 5,4 metros e uma massa de 2.400 kg, os satélites Galaxy-30/MEV-2 ocupam a posição superior, colocado sobre um adaptador de carga com uma massa de cerca de 235kg que é desenvolvido pela Airbus Defence and Space – SAU e pela RUAG SpaceAB. Por seu lado, o satélite BSat-4b 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. Neste lançamento o adaptador Sylda tinha uma massa de 440 kg.
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 VA253
A campanha de lançamento para a missão VA253 teve início a 4 de Junho de 2020 com a revisão dos procedimentos da campanha de lançamento e com a remoção do estágio central do Ariane-5ECA (o EPC) da posição de armazenamento, sendo colocado na posição vertical sobre a plataforma móvel de lançamento a 5 de Junho. O propulsor lateral de prepolente sólido EAP2 era transportado para o edifício de integração do lançador (BIL) a 5 de Janeiro e o EAP1 a 8 de Junho. Ambos os propulsores eram integrados no lançador a 9 de Junho. O estágio ESC-D e a secção de equipamento eram colocados sobre o EPC a 22 de Junho.
Os satélites Galaxy-30/MEV-2 chegavam a Kourou no dia 27 de Junho, sendo transportados para as instalações de processamento de carga S5C. O satélite BSat-4b chegava à Guiana Francesa a 1 de Julho e era transportado para as instalações de abastecimento S5C. A 6 de Julho o conjunto Galaxy-30/MEV-2 era transportado para as instalações de abastecimento S5B, com as operações de abastecimento a decorrerem no dia seguinte. Neste mesmo dia o lançador era transferido do edifício de integração BIL para o edifício de montagem final BAF (edifício de montagem final)
No dia 8 de Julho o satélite BSat-4b era transportado para as instalações de abastecimento S5A, com as operações de abastecimento a decorrerem no dia seguinte. O MEV-2 era integrado sobre o seu adaptador de carga no dia 9 de Julho e a 10 de Julho era transferido para o edifício de montagem final BAF, sendo integrado no adaptador Sylda a 11 de Julho.
O Galaxy-30 era transferido para o BAF a 13 de Julho e procedia-se à sua integração no adaptador de carga a 15 de Julho. O BSat-4b era integrado no seu adaptador de carga neste dia. A 16 de Julho o Galaxy-30 era colocado sobre o MEV-2.
No dia 17 de Julho procedia-se à colocação da carenagem de protecção no adaptador Sylda, com o BSat-4b a ser transferido para o BAF. O satélite japonês era integrado no lançador a 18 de Julho. Neste dia ocorre também a inspecção final do motor HM7B. Os trabalhos de integração do sistema compósito são finalizados a 19 de Julho (Galaxy-30/MEV-2 sobre a carenagem integrados com o lançador – BSat-4b sobre o adaptador Sylda).
O ensaio geral para o lançamento teve lugar a 22 de Julho e o veículo foi armado para a missão no dia 29. 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 neste dia. No dia 30 de Julho o lançador era transportado para a plataforma de lançamento ELA3, procedendo-se à verificação funcional dos satélites na plataforma de lançamento.
A contagem decrescente final inicia-se a H0-11h 23m 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 33m 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 H0-7h 30m procede-se à 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 a H0-4h 38m 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 propelentes 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 2 horas); 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 H0-3h 28m inicia-se o abastecimento do estágio superior criogénico ESC-D, 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 propelentes criogénicos; abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 1 hora); e finalmente mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.
O condicionamento térmico do motor Vulcain ocorre a H0-3h 18m. 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-D 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
O lançamento da missão VA253 teve lugar às 213007,3UTC do dia 31 de Julho (a ignição do motor criogénico ocorre a T+1s, seguindo-se a ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido a T+7,05s), com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,3s.
A T+12,7s termina o voo vertical e 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). A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 22s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 20s.
A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+7m 43s e a T+8m 40s 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 46s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-D, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+8m 50s.
Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 19s. Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação de Libreville a T+18m 12s e pela estação de Malindi a T+23m 5s. O final da queima do estágio superior ESC-D ocorre a T+25m 32s, atingindo-se a órbita terrestre a T+25m 34s.
A separação do Galaxy-30 ocorre a T+27m 47s, seguindo-se a separação do MEV-2 a T+34m 22s e a separação do adaptador Sylda ocorre a T+35m 52s. A separação do satélite BSat-4b ocorre a T+47m 39s.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5967
– Lançamento orbital Arianespace: 299 (5,0%)
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 287 (3,1% – 100,0)
Os quadro seguinte mostra os lançamentos previstos e realizados em 2020 por polígono de lançamento.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
5968 – 01 Ago (0721:??) – Falcon 9-089 (B1051.5) – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Starlink-10 (v1.0 – L9), BlackSky Global 7, BlackSky Global 8
5969 – 26 Ago (????:??) – Delta-IV Heavy (D385) – Cabo Canaveral AFS, SLC-37B – NROL-44
5970 – 01 Set (0151:10) – Vega (VV16) – CSG Kourou, ZLV – AMICal Sat, Athena,DIDO-3, ESAIL, Flock 4v 1 a Flock 4v 14, FSSCat A (3Cat-5A), FSSCat B (3Cat-5B), TARS (Kepler 3, IOD 5), GHGSat-C1 (Iris), Lemur-2y (1) a Lemur-2y (8), NEMO-HD, ÑuSat-6 (Aleph-1 (6) ‘Hypatia’), PICASSO, Tyvak 0171, NAPA-1 (RTAF-SAT), SIMBA, SpaceBee 10 a SpaceBee 21, TRISAT, TTÜ100 (TTÜSat, MektorySAT 1, Hämarik), UPMSat 2, ION CubeSat Carrier, OSM-1 CICERO
5971 – 15 Set (????:??) – CZ-11 Chang Zheng-11 – Jiuquan – CAS-5A, CAS-5B, CAS-7A, CAS-7C
5972 – 20 Set (????:??) – 14A14-1B Soyuz-2-1b/Fregat (Ya15000-058/112-501) – GIK-1 Plesetsk – Gonets-M n.º I001 (27L), Gonets-M n.º I002 (28L), Gonets-M n.º I003 (29L)