Vega-C falha na sua primeira missão operacional

A Arianespace realizou o seu último lançamento orbital em 2022 ao lançar a missão VV22 do foguetão Vega-C desde o CSG Kourou, GUiana Francesa. Porém, um problema durante a ignição do segundo estágio levou à perda da missão.

A missão VV22 tinha como objectivo colocar em órbita os dois últimos satélites Pléiades NEO. O lançamento teve lugar às 0147UTC do dia 21 de Dezembro a partir do Complexo de Lançamento ZLV do CSG Kourou.

A missão VV22 deveria colocar a sua carga em órbitas sincronizadas com o Sol, nomeadamente numa órbita com um perigeu a 605 km, apogeu a 622 km e inclinação orbital de 97,89.º (Pléiades-NEO 5) e numa órbita com um perigeu a 619 km, apogeu a 637 km e inclinação orbital de 97,89.º (Pléiades-NEO 6). A carga total a bordo era de 1.977 kg e a missão deveria ter uma duração de 1 hora e 52 minutos. Os satélites PLéiades-NEO 5 e PLéiades-NEO 6 representavam os dois últimos satélites da constelação Pléiades-NEO.

Segundo a Arianespace, ocorreu uma progressiva perda de pressão no estágio Zefiro-40 a partir de 7 segundos após a sua ignição, com a pressão a baixar de forma substancial a T+3m 28s. A análise inicial da informação obtida durante a cobertura ao vivo nota uma baixa rápida na pressão e na força desenvovlida pelo segundo estágio a T+2m 27s, apontando-se para uma ruptura na estrutura do segundo estágio Zefiro-40. Algo semelhante havia já acontecido na missão VV15 com o foguetão Vega (na altura utilizando um estágio Zefiro-35).

A Arianespace e a Agência Espacial Europeia decidiram de imediato nomear uma comissão de inquérito independente. Esta comissão terá como função analisar as razões que levaram a esta falha e definir medidas que cumpram os requisitos de segurança e as condições de fiabilidade que permitam a retoma dos voos do Vega-C. Composta por especialistas independentes, a comissão irá trabalhatr em conjunto com a Avio, o principal responsável pelo desenvolvimento do Vega-C. O foguetão Vega-C deverá estar inoperacional durante cerca de um ano.

A comissão de inquérito é co-dirigida pelo Inspector Geral da ESA e pelo Oficial Chefe Técnico da Arianespace.

Os satélites Pléiades-Neo

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 e projectada 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, operaram em planos orbitais a cerca de 700 km de altitude com dois planos orbitais para permitir revisitas no mesmo dia.

O primeiro satélite Pléiades-NEO (Pléiades-NEO 3) foi colocado em órbita a 29 de Abril de 2021, sendo lançado pelo foguetão Vega (VV18) a partir do Complexo de Lançamento ZLV do CSG Kourou, Guiana Francesa. O segundo satélite (Pléiades-NEO 4) foi colocado em órbita pelo foguetão Vega (VV19) a 17 de Agosto de 2021.

Lançamento da missão VV22

A campanha de lançamento teve início a 18 de Outubro de 2022 com a revisão dos procedimentos e a transferência do estágio P80 para a plataforma de lançamento. Na preparação para o lançamento segiu-se a integração da secção interestágio entre o primeiro e segundo estágio. Posteriormente, dá-se a integração do estágio Z23 e finalmenye a integração do estágio Z9.

Os satélites Pléiades-NEO 5 e PLéiades-NEO 6 chegavam à Guiana Francesa a 22 de Outubro e a 26 de Outubro chegava ao centro espacial europeu a carenagem de protecção que seria utilizada nesta missão.

A 31 de Outubro iniciava-se o procedimento de carga das baterias dos satélites Pléiades-Neo sendo de seguida integrados no adaptador de carga. Entre 29 de Novembro e 2 de Dezembro decorrem as operações de encapsulamento, isto é, de colocação do sistema compósito superior (carga e estágio AVUM) no interior da carenagem de protecção.

A carenagem contendo os satélites é transferida para o Complexo de Lançamento ZLV a 5 de Dezembro e integrada no lançador. De seguida, decocorrem os testes funcionais do lançador, seguindo-se o ensaio geral do lançamento e a armação do estágio Z23/Z9 e do AVUM.

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-C inicia um breve voo horizontal na fase inicial da ignição dos três estágios iniciais que tem uma duração de 7 minutos. A separação do primeiro estágio ocorre a T+2m. O segundo estágio entra em ignição 1 segundo depois.

O final da queima e separação do segundo estágio Zefiro-40 deveria ocorrer a T+4m 32s e a ignição do terceiro ocorreria pouco depois. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreria a T+4m 43s. O final da queima do terceiro estágio teria lugar a T+7m, separando-se de seguida. O sistema compósito superior, que inclui o estágio AVUM, o adaptador de carga e o satélite, entrariam num voo balístico até T+8m, altura em que se iniciaria a primeira das ignições do estágio AVUM. A segunda ignição do estágio AVUM ocorreria a T+52m e a terceira ignição a T+1h 39m.

A separação do satélite Pléiades-NEO 6 ocorreria a T+56m, seguindo-se a separação do Pléiades-NEO 5 a T+1h 44m. A T+1h 52m ocorreria a quarta e última ignição do estágio AVUM.

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-C (Vega-Consolidated) representa a primeira evolução do foguetão Vega. Tem um comprimento de 34,8 metros, diâmetro máximo de 3,8 metros e uma massa de 210.000 kg no lançamento, conseguindo colocar uma carga de 2.200 kg numa órbita polar a 700 km de altitude.

Utilizando uma nova variedade de adaptadores de carga, o Vega-C consegue acomodar cargas de diferentes forma e tamanhos, desde vários pequenos satélites com uma massa de 1 kg até um único satélite com uma massa muito superior. Outros desenvolvimentos e melhorias irão alargar as capacidades do Vega-C para incluir operações em órbita e missões de regresso à Terra utilizando o veículo Space Rider da Agência Espacial Europeia.

Os países que participaram no desenvolvimento do Vega-C foram a Áustria, Bélgica, República Checa, França, Alemanha, Irlanda, Itália, Países Baixos, Noruega, Roménia, Espanha, Suécia e Suíça.

O foguetão Vega veio preencher uma lacuna na frota de lançadores da Arianespace. 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 lançador consiste primariamente de um sistema compósito inferior composto por três estágios de propulsão sólida e um módulo superior reiniciável, e um sistema compósito superior que inclui uma carenagem de protecção e um sistema de adaptação e dispensador com um sistema de separação.

O foguetão Vega-C tem por base o foguetão Vega. É composto por quatro estágios, sendo três à base de combustível sólido e um quarto estágio (estágio superior) que está equipado com um motor capaz de múltiplas ignições e consome propelentes líquidos. A carga é protegida por uma carenagem.

A carenagem em forma de ogiva do Vega-C tem um diâmetro de 3,3 metros e um comprimento superior a 9 metros. Construída em compósito polimérico de fibra de carbono, esta estrutura protege os satélites das forças acústicas, térmicas e aerodinâmicas durante o lançamento e na ascensão inicial.

O estágio superior AVUM+ (Attitude Vernier Upper Module) garante o controlo de atitude e um preciso posicionamento orbital, sendo projectado para permanência prolongada no espaço. O AVUM+ tem uma massa de propelente de 740 kg e o seu motor principal proporciona uma força média de 2,45 kN. A capacidade de reignição do AVUM+ permite ao Vega-C atingir uma variedade de órbitas para a separação de múltiplas cargas numa única missão. Tipicamente, os propulsores realizam uma, duas ou mais queimas para atingir as órbitas pretendidas. Após a separação das cargas, o estágio realiza uma última queima para se remover da órbita terrestre, realizando assim uma reentrada destrutiva na atmosfera terrestre.

O terceiro estágio Zefiro-9, deriva do foguetão Vega, e queima 10.000 kg de propelente sólido.

O segundo estágio é propulsionado pelo novo motor Zefiro-40 (Z40) que contém cerca de 36.000 kg de propelente sólido, fornecendo uma força média de 1.100 kN.

O motor P120C do primeiro estágio é um dos maiores motores de combustível sólido monolítico de fibra de carbono alguma vez desenvolvido. O seu desenvolvimento foi baseado em novas tecnologias derivadas do motor P80, utilizado no foguetão Vega, para fornecer um aumento significativo na força durante a fase inicial do lançamento. O P120C será também utilizado como propulso lateral para o foguetão Ariane-6, criando assim uma oportunidade para o aumento da produção ao ser utilizado em dois lançadores ao mesmo tempo.

Perfis de missão típicos

Um perfil de voo típico consiste em 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.

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 3.º 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 realizada com uma queima adicional do motor principal do AVUM+. Os parâmetros da órbita «segura» ou da reentrada atmosférica serão escolhidos conforme os regulamentos internacionais sobre os detritos espaciais e serão coordenadas com o utilizador durante a análise da missão.

As capacidades de missão do Vega-C

A variedade de adaptadores de carga do Vega-C torna-o num lançador muito flexível e capaz de responder às necessidades do mercado.

O dispensador de carga Small Spacecraft Mission Service (SSMS) irá permitir missões partilhadas dedicadas. O SSMS pode ser configurado para acomodar qualquer combinação de CubeSats com uma massa de 1 kg até pequenos satélites de 400 kg; desde o satélite maior com pequenos companheiros, até múltiplos satélites, ou dezenas de Cubesats individuais.

O adaptador de carga Vespa-C, utilizado para acomodar dois «passageiros» com uma massa acima dos 400 kg, tira partido do grande colume disponível no interior da carenagem do Vega-C.

Por seu lado, o adaptador Vampire será utilizado para grandes cargas singulares com possíveis combinações com pequenas cargas colocadas no dispensador SSMS.

O sistema Space Rider será lançado no Vega-C e irá utilizar as capacidades do estágio superior AVUM+ para fornecer operações em órbita para uma capacidade de retorno de carga.

 

Os desenvolvimentos a decorrer para um estágio superior Vega Electrical Nudge Upper Stage (Venus) que irá fornecer uma capacidade de transferência orbital a satélites para prolongar o seu mercado com a colocação em órbita de constelações de satélites, missões lunares e serviços em órbita.

Futuras evoluções do sistema de lançamento Vega irão aumentar a sua competividade para lá de 2025 oferecendo uma família de configurações tendo por base vários blocos.

Dados estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 6345

– Lançamento orbital Arianespace: 304 (4,79%)

– Lançamento orbital CSG Kourou: 316 (4,98% – 100,00%)

 

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

6346 – 28 Dez (0819:??) – Falcon 9-193 – Cabo Canaveral SFS, SLC-40 – Starlink G5-1 (x54)

6347 – 29 Dez (0658:??) – Falcon 9-194 (1061.11) – Vandenberg SFB, SLC-4E/LZ-4 – EROS C3-1

6348 – 30 Dez (0600:??) – Chang Zheng-3B/YZ-1 – Xichang, LC2 – Beidou-3 MEO-25, Beidou-3 MEO-26

6349 – 02 Jan (1455:??) – Falcon 9-195 – Cabo Canaveral SFS, SLC-40/LZ-1 – Transporter-6: Alba Cluster 6 (URESAT-1), BDSAT-2, BlackJack sats (x4), Cornicen, D-Orbit ION [Astrocast (x4)], Gama Alpha, GENMAT-1, Kelpie?, KSF3a, KSF3b, KSF3c, KSF3d, Launcher Orbiter SN1 [ BroncoSat-1?, cargas não separáveis: CesiumAstro NG1, Beyond Burials, TRL11, carga não identificada], LEMUR-2 (x6), Lynk Tower 2 (Lynk 07), Lynk Tower 3 (Lynk 08), Lynk Tower 4 (Lynk 09), Menut, MOXY-1, NOCLIP-1, PredaSAR, QBUA01, RROCI, Skyсraft deployer [Skycraft Block II smallsat (x5)], Star Vibe, UMBRA-05, UMBRA-06, Vigoride 5 [Zeus-1, carga não separável SSPD-1], YAM-5

6350 – 09 Jan (2200:??) – RS1 (F1) – Kodiak PSC, LP-3C – VariSat-1A (OmniTeq 1), VariSat-1B (OmniTeq 2)



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