Arianespace lança satélite de comunicações para a Eutelsat

A Arianespace colocou em órbita com sucesso o satélite de comunicações Eutelsat Konnect VHTS no dia 7 de Setembro de 2022.

A missão VA258 teve início às 2145:07,3UTC com um foguetão Ariane-5ECA+ a ser lançado desde o Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou, Guiana Francesa.

Construído pela Thales Alenia Space, o Eutelsat Konnect VHTS é baseado na plataforma Spacebus-Neo-200 e tem uma massa de 6.400 kg. Está equipado com uma carga VHT (Very High Throughput) de 500 Gbps de banda-Ka. O satélite será operado pela empresa Eutelsat e a sua vida útil é de 15 anos.

Este novo satélite irá fornecer acesso de Internet de alta velocidade em toda a Europa, em particular em regiões isoladas com baixa cobertura, oferecendo um serviço comparável às redes de fibra óptica em termos de desempenho e custo. O satélite irá também suprir as necessidades de conectividade das redes de telecomunicações fixas e móveis, em terra, no mar e no ar.

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
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

15/Ago/2020 22:04:07 Galaxy-30 / MEV-2

BSat-4b

2021-069 L5113

VA254

30/Jul/2021 21:00:07 Star One-D2

Eutelsat Quantum

2021-095 L5115

VA255

24/Out/2021 02:10:07 SES-17

Syracuse-4A

2021-130 L5114

VA256

24/Dez/2021 12:20:07 James Webb
2022-067 L5116

VA257

22/Jun/2022 21:50:07 MEASAT-3d

CMS-02 (GSAT-24)

2022-110 L5117

VA258

07/Set/22 21:45:07 Eutelsat Konnect VHTS

O veículo L5117 e a missão VA258

Na sua configuração de carga dupla e uma carenagem longa (construída pela Beyond Gravity Schweiz AG) com uma altura total de 17 metros, diâmetro de 5,4 metros e uma massa de 2.400 kg, o satélite Eutelsat Konnect VHTS ocupou a totalidade do volume no interior da carenagem onde estava colocado sobre um adaptador de carga desenvolvido pela Beyond Gravity Schweiz AG. 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.

Lançamento da missão VA258

A campanha para o lançamento da missão VA258 teve início a 2 de Agost0 de 2022 com o início da integração do lançador no interior do BIL (Launcher Integration Building). Neste mesmo dia, o satélite Eutelsat Konnect VHTS chegava à Guiana Francesa, sendo transportado para as instalações de processamento de carga. AS operações de abastecimento do satélite decorreram nos dias 16 e 17 de Agosto.

Depois de integrado, o foguetão foi transportado do BIL para o edifício de integração final BAF (Final Integration Building) a 18 de Agosto. O satélite era integrado no adaptador de carga a 22 de Agosto, sendo integrado no lançador a 26 de Agosto. A carenagem era colocada no lançador a 27 de Agosto.

O ensaio geral para o lançamento ocorria a 31 de Agosto e o veículo era armado para o lançamento a 1 de Setembro. A revisão dos preparativos para o lançamento teve lugar no dia seguinte e o transporte do foguetão para a plataforma de lançamento ocorria a 5 de Setembro.

O lançamento estava inicialmente previsto para ter lugar a 6 de Setembro, sendo no entanto adiado por 24 horas devido às más condições meteorológicas.

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 VA258 teve lugar às 2145:07,3UTC do dia 7 de Setembro (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 20s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 21s.

A T+8m 42s terminava a queima do estágio criogénico principal EPC (com a exaustão do fornecimento de hidrogénio líquido), com a sua separação a ter lugar logo de seguida. Entrando-se na fase de propulsão ESC-D, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+8m 46s. O final da queima do estágio superior ESC-D ocorre a T+25m 0s, atingindo-se a órbita terrestre. A separação do satélite Eutelsat Konnect VHTS ocorre a T+28m 46s (2216UTC).

Dados estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 6277

– Lançamento orbital Arianespace: 480 (7,65%)

– Lançamento orbital CSG Kourou: 314 (5,00% – 100,00%)

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

6278 – 10 Set (2200:??) – RS1 (F1) – Kodiak PSC, LP-3C – VariSat-1A (OmniTeq-1), VariSat-1B (OmniTeq-2)

6279 – 10 Set (2352:??) – Falcon 9-175 – CE Kennedy, LC39A – Starlink G4-2 (x??) flight 60 [v1.5 L31], BW-3 (BlueWalker-3)

6280 – 11 Set (2300:??) – Firefly Alpha (FLTA002 “To The Black”) – Vandenberg SFB, SLC-2W – ALS mission 1, Carbonite 4 (CBNT 4), GENESIS-G, GENESIS-J, QUBIK-3, QUBIK-4, QUBIK-5, QUBIK-6, Sapling-1

6281 – 12 Set (0000:??) – Falcon 9-176 – Cabo Canaveral SFS, SLC-40 – Starlink G4-34 (x53) F62 (v1.5 L32)

6282 – 13 Set (1200:??) – Chang Zheng-7A – Wenchang, LC201 – ??



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