Arianespace realiza o primeiro lançamento de 2021 desde Kourou e Vega regressa ao activo

A Arianespace realizou o primeiro lançamento orbital de 2021 desde Kourou na mesma missão que o seu foguetão Vega regressou ao activo após o desaire sofrido a 17 de Novembro de 2020 que levou à perda de dois satélites.

O lançamento da missão VV18 teve lugar às 0150UTC do dia 29 de Abril e foi levada a cabo desde o Complexo de Lançamento ZLV do CSG Kourou, Guiana Francesa.

Vários satélites seguiram a bordo do lançador Vega, sendo a carga principal o satélite Pleiades Neo 3. Os outros satélites eram o NORSAT-3, ELO Alpha (Tyvak 182A), All-Bravo, Lemur-2 (138) e Lemur-2 (139).

A constelação de satélites Pléiades-Neo será constituída por quatro veículos de observaçlão da Terra em muito alta resolução. Inicialmente designada VHR-2020, a constelação foi desenvolvida pela Airbus Defence & Space designed como sucessora dos satélites Pléiades-HR.

Os satélites são capazes de uma resolução no solo de 30 cm, possivelmente utilizando espelhos deformáveis CILAS. Utilizam terminais de retransmissão de comunicações a laser TesatSpacecom para transferir dados através da rede EDRS, permitindo um tempo de acesso quase real às imagens.

A constelação Pléiades Neo estará totalmente disponível comercialmente para as necessidades de clientes institucionais e comerciais. As imagens obtidas pelos Pléiades Neo serão transmitidas para a plataforma on-line OneAtlas, permitindo aos clientes ter acesso imediato aos dados, à sua análise e correlação com o arquivo óptico e de radar da Airbus.

Com uma massa de 920 kg, irão operar em planos orbitais a 700 km de altitude orbit with two orbital planes para permitir revisitas no mesmo dia.

O satélite NORSAT-3 foi contratado pelo Norsk Romsenter com a UTIAS (University of Toronto, Institute for Aerospace Studies) em Janeiro de 2018. O satélite foi desenvolvido pelo Space Flight Laboratory (SFL) tendo por base a plataforma Nemo-V1. O satélite tem uma massa de 15 kg.

O satélite transporta um detector de radar experimental para aumentar as capacidades de detecção de embarcações a partir do seu receptor Automatic Identification System (AIS). Ao se combinar o detector de radar com o receptor AIS, ser-se-á capaz de fornecer um serviço de detecção muito mais eficar para a Administração Costeira Norueguesa, para as Forças Armadas e outra autoridades marítimas.

O satélite é financiado pela Administração Costeira Norueguesa e gerido pelo Centro Espacial Norueguês. O Estabelecimento de Investigação de Defesa Norueguês dirigiu o desenvolvimento da carga de radar que foi financiada pela Ministério da Defsda da Noruega.

O satélite é um veículo civil que irá somente detectar os sinais em frequências que a Organização Marítima Internacional alocou para radares navigacionais civis.

O satélite ELO Alpha (Eutelsat LEO for Objects) foi desenvolvido pela Tyvak International SRL, uma subsidiária da Terran Orbital Corporation, sendo um CubeSat-6U construído como um protótipo para a constelação Internet of Things (IoT) da Eutelsat. O satélite é também designado Tyvak 182A.

O satélite será utilizado para determinar a performance dos satélites em órbita terrestre baixa no fornecimento de conectividade de banda estreita. O operador do satélite irá utilizar a tecnologia Sigfox, que gere uma rede global de banda estreita dedicada à IoT.

O ELO Alpha irá segurar informação de objectos localizados em áreas que não estão servidas por redes terrestres e oferecer redundância na actual cobertura terrestre.

A Sigfox irá trabalhar com a Eutelsat em dois aspectos: analisar o espectro utilizado pelo satélite embandas de frequência ISM; e processar dados dos objectos. O satélite irá também testar a conectividade noutras bandas de frequência. As sinergias desenvolvidas através da parceria com a Sigfox, bem como com outras alianças estratégicas na industria de telecomunicações, abre assim novas oportunidades para o mercado em rápido crescimento da Eutelsat.

O pequeno All-Bravo é um CubeSat-6U construído pela NanoAvionics para testar e avaliar uma carga útil de observação espectral desenvolvida pela Aurora Insight.

A carga útil é um projeto novo de natureza experimental cujo objetivo principal da missão é a de qualificar a carga útil que é consiste por um espectrómetro e outros componentes proprietários, além de demonstrar a gestão de medições relevantes do ambiente espectral. Os resultados da experiência serão aplicadas no futuro desenvolvimento de instrumentação avançada da Aurora e no desenvolvimento de componentes da SpaceQuest. A SpaceQuest também irá testar a eficácia de um novo receptor VHF “backdoor” que a empresa projectou e construiu para receber comandos executivos e / ou reiniciar o computador de voo via satélite em caso de falha do sistema. A SpaceQuest irá testar se o receptor, com seu design de baixo custo, e peso e potência reduzidos, tem a capacidade de funcionar em satélites muito pequenos. O desafio técnico é demonstrar no espaço que um pequeno dispositivo de rádio de baixa potência pode ser usado para comandar um satélite independente de seu equipamento de rádio TT&C tradicional. O benefício para a comunidade de pequenos satélites é estabelecer a capacidade de resgatar um veículo espacial no caso de uma anomalia irrecuperável dentro de um tamanho, massa, orçamento e custo aceitáveis.

Os satélites Lemur-2 são baseados no modelo CubeSat-3U e têm uma massa de 4 kg. Os satélites constituem a constelação inicial em órbita terrestre baixa construídos pela Spire, transportando duas cargas para meteorologia e seguimento do tráfego marítimo (a carga STRATOS – ocultação do sinal rádio de GPS – e a carga AIS SENSE, respectivamente). A STRATOS permite a detecção do sinal GPS que é afectado quando passa através da atmosfera terrestre. Posteriormente, e utilizando um processo designado ‘ocultação do sinal GPS’, o satélite mede a alteração do sinal GPS para calcular os perfis precisos para a temperatura, pressão e humidade na Terra. A partir do 78.º Lemur-2, estes satélites transportam também a carga AirSafe ASD-B para seguimento de aviões.

Nesta missão foram lançados o Lemur-2 (138) e Lemur-2 (139).

Lançamento da missão VV18

A campanha de lançamento teve início a 5 de Março de 2021 com a revisão dos procedimentos e a transferência do estágio P80 para a plataforma de lançamento. A integração da secção interestágio entre o primeiro e segundo estágio ocorria a 9 de Março. A integração do estágio Z23 ocorria a 10 de Marçoo e a 17 de Março dava-se a integração do estágio Z9. Os satélites All-Bravo, Lemur-2 e o ELO Alpha são integrados no sistema de transporte e lançamento Hexamodule entre 11 e 17 de Março. Este chegaria à Guiana Francesa vindo da República Checa a 19 de Março, sendo transferido ra as instalações de processamento S3B. O Pléiades Neo 3 chegava à Guiana Francesa a 24 de Março e dois diads mais tarde dava-se a chegada do NORSAT-3. Neste dia ocorria a integração do estágio AVUM.

A integração do Hexamodule no adaptador de carga ocorria a 30 de Março. O NORSAT-3 era integrado no seu sistema de transporte no Hexamodule a 9 de Abril. O teste de controlo de síntese ocorria neste dia. Entre 13 e 15 de Abril procedia-se à inspecção da carenagem de protecção, do Hexamodule e do adaptador de carga antes da sua colocação no interior da carenagem. O Pléiades Neo 3 era acoplado ao Hexamodule a 15 de Abril. A colocação da carga no interior da carenagem de protecção ocorria a 16 de Abril.

As operações de abastecimento do estágio AVUM e do subsistema de controlo de atitude e rotação RACS (Roll and Attitude Control Subsystem) decorreram entre 16 e 19 de Abril. A carenagem contendo os satélites é transferida para o Complexo de Lançamento ZLV a 20 de Abril e integrada no lançador a 21. Neste dia ocorrem os testes funcionais do lançador. A 23 de Abril ocorre o ensaio geral do lançamento e a armação do estágio Z23/Z9 e do AVUM ocorre no dia seguinte. Os preparativos finais do lançador e a inspecção final da carenagem ocorrem a 26 de Abril.

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 33 segundos. A separação do primeiro estágio ocorre a T+1m 55s. O segundo estágio entra em ignição 1 segundo depois. O final da queima e separação do segundo estágio ocorre a T+3m 39s e a ignição do terceiro a T+3m 51s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 56s. O final da queima do terceiro estágio tem lugar a T+6m 33s, 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+8m 7s, altura em que se inicia a primeira das ignições do estágio AVUM.

A primeira queima do AVUM termina a T+15m 58s, 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+53m 21s.

A separação do satélite Pléiades Neo 3 ocorre a T+54m 29s. Uma nova queima do estágio AVUM decorre entre T+1h 1m 42s e T+1h 1m 36s, seguindo-se entre T+1h 37m 35s e T+1h 37m 42s a quarta ignição do AVUM. A separação dos restantes satélites ocorre a T+1h 41m 52s. A quinta e última ignição do AVUM decorreria entre T+1h 50m 29s e T+1h 51m 44s.

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

Vega_2014-04-28_17-50-05Vega_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.

Dados estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 6056

– Lançamento orbital Arianespace: 292 (4,82%)

– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 304 (5,02% – 100,00%)

 

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

6057 – 28 Abr (0405:??) – Falcon 9-115 (B1060.7) – Cabo Canaveral SFS, SLC-40 – Starlink F25 (x60) [v1.0 L24]

6058 – 29 Abr (0318:??) – Chang Zheng-5B (Y2) – Wenchang, LC101 – Tianhe

6059 – 30 Abr (0720:??) – Chang Zheng-4C(?) – Jiuquan, LC43/94 – ??

6060 – 07 Mai (?) (????:??) – Chang Zheng-2C (Y47) – XSLC, LC3 – Yaogan-30  Grupo-08

6061 – 17 Mai (????:??) – Atlas-V/421 – Cabo Canaveral SFS, SLC-41 – SBIRS-GEO 5



O Boletim Em Órbita não tem fins lucrativos e é mantido pelos anúncios exibidos aos nossos visitantes. Por favor, considere nos apoiar desativando seu bloqueador de anúncios em www.orbita.zenite.nu

Comente este post