Vega regressa ao activo e coloca 53 satélites em órbita

Décollage champ large, le 02/09/2020. | Wide view lift-off. 09/02/2020.

O foguetão Vega da Arianespace regressou ao activo com um lançamento bem sucedido a partir do CSG Kourou, Guiana Francesa.

Esta nova missão da Arianespace teve lugar às 0151:10UTC do dia 3 de Setembero de 2020. O lançamento teve lugar desde o Complexo ZLV.  Esta foi a missão VV16, inaugurando um novo dispensador de carga denominado “Small Spacecraft Mission Service” (SSMS), transportando 53 satélites de uma só vez para órbita na primeira missão de transporte partilhado dedicada a satélites leves.

O SSMS é a resposta da Europa ao pedido de lançamentos acessíveis e oportunos para pequenos satélites. Até agora, estes clientes confiavam na capacidade disponível ao lado de um satélite primário, mas os espaços são limitados e é difícil encontrar uma correspondência com os requisitos da missão. Ao maximizar o número de satélites em cada lançamento do foguetão Vega, reduz o custo por cliente na partilha de viagens. O SSMS pode ser usado para uma partilha de viagem específica ou para grupos de pequenos satélites no lançamento de um satélite de maiores dimensões.

O SSMS utiliza de um modo eficaz todo o espaço disponível, graças a uma abordagem de design modular. A secção inferior é hexagonal e pode conter seis nanossatélites ou até uma dúzia de implementadores CubeSat. A secção superior é usada para microssatélites, minissatélites e pequenos satélites. A secção inferior também pode ser usada de forma independente, juntamente com um satélite maior por substituição da secção superior. O módulo hexagonal, uma coluna central, torres, uma plataforma de suporte e um conjunto de espaçadores de interface de satélite padrão estão montados para atender a cada missão e combinação de satélites. Para este voo, foi usada uma configuração denominada Flexi-3 com uma massa de 330 kg.

As empresas SAB Aerospace, República Checa, e a Bercella, Itália, projectaram e fabricaram este dispensador modular para o contratante principal da ESA Vega, a Avio. As estruturas dos componentes são feitas de painéis “sanduíche” de alumínio de densidade muito baixa protegidos por peles de polímero reforçadas com fibra de carbono, tornando-o muito leve e rígido. O SSMS pode acomodar qualquer combinação de minissatélites CubeSats de 0,2 kg até 500 kg, desde um grande satélite principal com companheiros menores, a vários satélites pequenos ou dezenas de CubeSats individuais.

Esta missão teve como objectivo testar o conceito e provar a viabilidade técnica e financeira do serviço de partilha de viagens. A ESA possui conhecimento e experiência de longa data na gestão deste tipo de programas e na mitigação de riscos. Para este voo, a ESA colaborou com a União Europeia, que financiou parcialmente esta missão no âmbito do programa Horizon 2020 – parte do Acordo de Contribuição entre a ESA e a UE para o crescimento de tecnologias espaciais na Europa. Trabalhar juntos assim num objectivo comum apoia a posição da Europa no mercado espacial global, estabelecendo alianças que podem reforçar os programas existentes e futuros.

Lançamento da missão VV16

A campanha de lançamento teve início a 10 de Fevereiro de 2020 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 neste mesmo dia. A integração do estágio Z23 ocorria a 15 de Fevereiro e a 20 de Fevereiro dava-se a integração do estágio Z9. Os sete microssatélites que seriam lançados nesta missão chegavam à Guiana Francesa entre 13 e 22 de Fevereiro.

O Hexamodule com 41 CubeSats instalados chegava ao aeroporto Felix Eboué (Cayenne) no dia 19 de Fevereiro, juntamente com cinco outros CubeSats que seriam integrados na estrutura posteriormente. As operações combinadas para a integração dos microssatélites eram iniciadas a 22 de Fevereiro e a integração do estágio AVUM ocorria a 24 de Fevereiro.

A integração dos sete microssatélites na estrutura SSMS decorria entre 25 de Fevereiro e 16 de Março.

As inspecções preliminares eram iniciadas a 27 de Fevereiro, seguindo-se a 4 de Março o teste de controlo de síntese. As operações de abastecimento do estágio AVUM decorriam entre 13 e 17 de Março.

Devido à pandemia Covid-19, todas as operações no CSG Kourou eram suspensas entre 16 de Março e 27 de Maio, com o lançador a ser colocado em modo de segurança.

A campanha de lançamento é retomada a 27 de Maio e no dia 4 de Junho dá-se a junção da estrutura SSMS com o adaptador de carga dos 53 satélites. A inspecção final do SSMS com os satélites integrados antes da sua colocação no interior da carenagem de protecção ocorre a 8 de Junho. No dia seguinte o conjunto é colocado no interior da carenagem deprotecção.

As operações de abastecimento do estágio AVUM e do subsistema de controlo de atitude e rotação RACS (Roll and Attitude Control Subsystem) decorreram a 12 de Junho, com a transferência do sistema compósito superior das instalações de preparação de carga para o complexo de lançamento. O sistema compósito superior é integrado no lançador a 15 de Junho. Neste dia ocorre armação do estágio Z23/Z9 e do AVUM. O estágio P80 é armado a 16 de Junho, decorrendo o ensaio geral do lançamento. Os preparativos finais do lançador e a inspecção final da carenagem ocorrem a 17 de Junho.

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.

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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 termina 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+38m 13s e T+39m 34s.

A separação do satélite Athena ocorre a T+40m 25s, seguindo-se a T+40m 27s a separação dos satélites NEMO-HD e UPMSat-2. O CHGSAT separa-se a T+40m 29s. A separação dos satélites ESAIL e ÑuSat-6 ocorre a T+53m 35s, seguindo-se o ION CubeSat Carrier a T+53m 35s.

Uma nova queima do estágio AVUM decorre entre T+58m 46s e T+58m 53s e a quarta ignição entre T+1h 41m 37s e T+1h 41m 41s.

A separação dos CubeSats decorre de forma sequencial entre T+1h 42m 16s e T+1h 44m 56s. A missão VV16 termina a T+2h 4m 6s.

A carga da missão VV16

Dos 53 satélites colocados em órbita, 7 são considerados micro-satélites sendo estes o Athena, GHGSat-C1, NEMO-HD, UPMSat-2, ESAIL, ION Satellite Carries e o ÑuSat-6.

Desenvolvido pela Space Systems/Loral, o Athena é baseado na plataforma SSL-100 e tem uma massa de 138 kg. O satélite será operado pela PointView Tech LLC, sendo um satélite experimental de comunicações a operar em órbita terrestre baixa, para testar tecnologias para uma potencial constelação para fornecer acesso global à Internet em banda larga. O Athena usará sinais de rádio de ondas milimétricas de alta frequência de banda-E para taxas de dados muito mais rápidas. A empresa espera que o seu sistema de banda-E obtenha velocidades de download de cerca de 10 Gbps nas suas estações terrestres, com velocidades de uplink superiores a 30 Gbps. A missão terá como objectivo determinar se essas comunicações via satélite podem fornecer eficientemente acesso de banda larga a áreas sem cobertura em todo o mundo.

O ION CubeSat Carrier (também designado InOrbit NOW), foi desenvolvido pela empresa italiana D-Orbit, e é um sistema de transporte de CubeSats e um demonstrador tecnológico baseado na plataforma ION mk01 . Com uma massa de 150 kg, o ION CubeSat Carrier irá hospedar vários CubeSats para serem colocados em órbita. Posicionado numa órbita sincronizada com o Sol a uma altitude 500 km, o ION CubeSat Carrier irá libertar vários CubeSats de forma sequencial ao longo da órbita em posições orbitais precisas e de acordo com as especificações do cliente. Após a fase de transporte dos CubeSats, que pode durar até um mês, o ION CubeSat Carrier iniciará a fase de validação em órbita de cargas úteis directamente integradas na plataforma.

O ESAIL é um micro-satélite para rastreio AIS de navios que será operado pela exactEarth. O satélite foi  desenvolvido em cooperação com a ESA.

A exactEarth é fornecedora de dados globais de navios marítimos através do sistema AIS (Automatic Identification System – Sistema de Identificação Automática) para soluções de rastreio de navios e conhecimento da situação marítima. O satélite ESAIL foi apoiado pela Agência Espacial Europeia (ESA – ESTEC) através do programa ARTES 21 SAT-AIS (Sistema de Identificação Automática SATellite) e foi desenvolvido e construído por uma equipe de fabrico europeia liderada pelo contratante principal, a Luxspace.

O satélite é baseado na plataforma Triton-2 e tem uma massa de 112 kg. Possui uma configuração melhorada de múltiplos receptores de antena para detecção global de mensagens AIS e captura de espectro de alta resolução, o que permitirá a demonstração de futuros serviços avançados, como a recepção de mensagens VDES (VHF Data Exchange System).

Após o lançamento e fase de comissionamento em órbita, o ESAIL será integrado na constelação global da excatEarth de monitorização marítima de alto desempenho.

O satélite UPMSat 2 (Universidade Politécnica de Madri Satélite 2) é um satélite educacional, científico e de demonstração tecnológica em órbita, construído pela Universidade Técnica de MadridUniversidade Politécnica de Madrid (UPM)

O principal objectivo da missão é fornecer aos alunos as competências para projectar, construir, testar, integrar e operar um pequeno satélite, mas cuja execução envolve toda a complexidade de um sistema espacial completo.

A plataforma possui um volume de 0,5 × 0,5 × 0,6 m3, dos quais cerca de 40% estão disponíveis para cargas úteis e uma massa total de 45 kg. O satélite irá operar durante dois anos numa órbita sincronizada com Sol a uma altitude 600 km.

O satélite NEMO-HD (Nanosatellite for Earth Monitoring and Observation – High Definition) é um micro-satélite multiespectral de observação da Terra desenvolvido pelo Instituto de Estudos Aeroespaciais da Universidade de Toronto – UTIAS – SFL) para o Centro de Excelência Esloveno de Ciências e Tecnologias Espaciais (Space-SI).

O satélite é baseado na plataforma Nautilus (Nemo-V2) e tem uma massa de 65 kg.

A carga útil do NEMO-HD é composta por dois instrumentos. O instrumento primário é capaz de gerar imagens em quatro bandas espectrais a um GSD de 2,8 m e cobre uma largura de faixa de 10 km. O instrumento secundário produz imagens em um GSD de 40 m num campo de visão muito mais amplo. Além da imagem estática, os instrumentos primário e secundário capturam vídeo de alta definição a 25 imagens por segundo. O vídeo é codificado em H.264 e com downlink em tempo real.

Os canais de vídeo são alinhados aos canais de imagens estáticas, permitindo assim um modo de imagem em tempo real no qual um operador está visualizando a fonte de vídeo em tempo real; uma vez que uma característica de interesse é detectada, o satélite pode ser comandado para adquirir imagens estáticas do alvo.

O satélite argentino ÑuSat-6 (Aleph-1 (6) ‘Hypatia’) faz parte da constelação de Aleph-1 que está a ser desenvolvida e operada pela Satellogic S.A.. A constelação Aleph-1 será composta por 25 satélites.

O satélite tem uma massa de 37,5 kg, com dimensões de 450 mm x 450 mm x 800 mm. O objectivo principal da missão é fornecer comercialmente imagens de observação da Terra ao público em geral nas partes visível e infravermelha do espectro.

A constelação Aleph-1 oferece acesso exclusivo aos produtos de que as empresas precisam, sem desembolso de capital e sem risco técnico, oferecendo cobertura ininterrupta, recuperação rápida de capacidade e actualizações transparentes de hardware e software por satélite.

Os satélites permitem a gestão de áreas florestais, gestão de activos e alocação de capital, permitindo o controlo sobre o uso da terra florestal e rastreando a evolução de qualquer área com frequência; impedir o roubo e a colheita ilegal ao receber alertas geográficos sobre áreas impactadas e seus tamanhos sempre que as alterações são detectadas; ajudarão a definir stocks e fluxos de carbono para relatórios do governo por meio de modelos empíricos que fornecem uma série temporal de fluxos de carbono em escala nacional; e ajudar a avaliar variáveis do suporte florestal, optimizando as operações de negócios da empresa e estimando dinamicamente variáveis do suporte florestal, como volume, rendimento, altura, área basal e DBH usando modelos de previsão.

Em termos de gestão agrícola, a constelação de Aleph-1 ajudará a gerir terras e activos agrícolas, rastreando o uso da terra, recursos e capital ao longo do tempo, enquanto gere a cadeia de suprimentos com eficiência e desbloqueia a inteligência de mercado para os negócios da empresa; evitará o roubo e a colheita ilegal por meio de alertas geográficos sobre áreas impactadas e seus tamanhos sempre que forem detectadas alterações; irá monitorizar a saúde das culturas, pragas e ervas daninhas usando as tecnologias de segmentação semântica da Satellogic, para ajudar os clientes a ver com o que eles se importam por meio de lentes de aumento que podem destacar tudo, desde o tipo e idade da cultura até a presença de pragas; racionalize a irrigação e o uso de produtos químicos e avalie as características das terras agrícolas com uma ferramenta adaptada especificamente às localizações, experiências e necessidades de expansão de uma empresa.

Nas indústrias de energia, os satélites ajudarão a reduzir custos operacionais e melhorar a eficiência com a gestão automatizada da integridade dos ductos, evitando actividades ilícitas, cumprindo as regulamentações ambientais e monitorizando a infraestrutura e os activos.

Nos campos de Finanças e Seguros, os satélites ajudarão a avaliar o impacto, monitorizar desastres naturais e determinar os principais indicadores socioeconómicos para inteligência competitiva.

O satélite está equipado com câmaras operando em luz visível e infravermelho, e opera numa órbita sincronizada com o Sol a uma altitude de 500 km com inclinação orbital de 97,5.º. A câmara multiespectral tem uma resolução de 1 metro e a câmara hiperespectral tem uma resolução de 30 metros.

O satélite GHGSat C1 (Greenhouse Gas Satellite) é um micro-satélite desenvolvido pelo UTIAS Space Flight Laboratory (SFL) da GHGSat Inc. como um satélite de monitorização de gases de efeito estufa.

O satélite utiliza um espectrómetro avançado de imagens hiperespectrais em miniatura SWIR para monitorizar emissores de gases de efeito estufa, como fontes fugitivas numa área (lagoas de detritos e aterros sanitários) e pilhas (emissões como queima e ventilação). Um instrumento secundário mede nuvens e aerossóis para melhorar as recuperações do instrumento primário. O satélite de 15 kg será parte de uma constelação comercial de satélites de monitorização de gases de efeito estufa como parte de um serviço prestado pela GHGSat Inc. O baixo custo e o alto desempenho da plataforma Nemo-V1 da SFL é um facilitador para esta missão.

A plataforma possui uma estrutura principal medindo 20 cm X 20 cm X 40 cm e é capaz de gerar picos de energia de até 80 W. Um mínimo de 30 W está disponível para a carga útil, o que permite à plataforma suportar um transmissor avançado de alta velocidade. A plataforma é projectada com uma massa total de 15 kg, dos quais 9 kg são dedicados à carga útil. Pode ser configurada para controle total de três eixos, com até 1 ponto de arco de estabilidade.

A constelação de satélites de observação da Terra, Flock, é construída e operada pela Planet Labs (anteriormente designada Cosmogia Inc.), é composta por numerosos CubeSat-3U com uma massa de 5 kg. As constelações Flock-1 e Flock-1b são compostas por 28 satélites em órbitas inclinadas em altitudes médias. A constelação Flock-1c é composta por 11 satélites em órbitas polares.

Grande parte dos satélites contém um sistema de observação RGB standard, mas cinco satélites foram equipados com sistemas experimentais operando em diferentes bandas espectrais ópticas.

Cada satélite transporta um telescópio e uma câmara CCD equipada com um filtro Bayer. O sensor CCD converte os fotões filtrados em electrões, que são então ampliados de forma a produzir um número digital correspondente a cada pixel em cada banda. A Planet Labs lançou três gerações de instrumentos ópticos: Planet Scope 0 (PS0), Planet Scope 1 (PS1) e Planet Scope 2 (PS2). As imagens têm diferentes atributos dependendo da altitude do satélite e do tipo de instrumento.

O PS0 é composto por um Maksutov Cassegrain de dois elementos ópticos com um detector CCD de 11MP. Os elementos ópticos estão montados em relação à estrutura do satélite. O PS1 contém o mesmo sistema óptico do PS0 mas alinhado e montado num telescópio de fibra de carbono e titânio que se encontra isolado. Este telescópio é equipado com um detector CCD de 11MP. O PS2 é composto por um sistema óptico de cinco elementos que fornece imagens com um campo de vida largo e qualidade de imagem superior, sendo equipado com um sensor CCD de 29MP.

Nesta missão foram lançados os Flock-4v (1) a Flock-4v (12).

Os satélites Lemur-2, da Spire, 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 (112) a Lemur-2 (119).

Os satélites FSSCat-A e FSSCat-B (também designados 3Cat 5A e 3Cat 5B) são baseados na plataforma CubeSat-6U e foram desenvolvidos pela Universidad Politécnica de Cataluña (UPC).

A missão dos satélites é a recolha de dados para complementar os satélites Sentinel da rede Copernicus e, em particular, apoiar os serviços Copernicus Land and Marine Environment usando uma dupla carga de microondas de última geração e uma carga óptica multiespectral. Os satélites irão também demonstrar ligações inter-satélite (ISL – Inter-Satellite Links) com uma carga útil de comunicação a laser.

Desenvolvidos pela Swarm Technology, os pico-satélites SpaceBEE são baseados no modelo CubeSat-0.25 e irão formar uma constelação de 150 veículos para o fornecimento de comunicações e retransmissão de dados. Nesta missão foram colocados em órbita os satélites SpaceBEE-10 a SpaceBEE-21.

O NAPA-1 ou RTAF-SAT 1 (Royal Thai Air Force Satellite) é um nano-satélite de observação da Terra construído para a Real Força Aérea da Tailândia.

O satélite NAPA-1 (em baixo à direita) foi construído pela ISIS e é baseado no modelo CubeSat-6U. A carga útil principal é um Gecko Imager, da empresa sul-africana SCS, capaz de obter imagens na banda RGB com uma distância de amostragem de aproximadamente 39m na órbita terrestre baixa. O satélite transporta também uma carga útil secundária, que é um modelo de demonstração do TriScape 100 Imager da Simera Sense, com uma distância de amostragem do solo alvo até 5m na órbita terrestre baixa.

A Kepler Communications, uma pequena startup de satélites, está a desenvolver uma constelação de serviços de comunicação baseada em CubeSats para a Internet das Coisas (Internet of Things – IoT), comunicações máquina a máquina (M2M) e comunicações entre satélites.

Os objectivos da Kepler são fornecer um retorno de IoT bastante melhorado para os clientes na Terra, além de acesso em tempo real a satélites na mesma órbita.

Após os primeiros protótipos iniciais, KIPP e CASE, a Kepler adicionou um terceiro satélite de demonstração melhorado denominado TARS (em homenagem a um robô fictício do filme ‘Interestelar’), construído pela ÅAC Microtec. Além da carga útil de armazenamento e encaminhamento, o TARS também incluí uma carga útil de comunicações em banda estreita para transportar pequenas quantidades de dados de vários dispositivos da Internet das Coisas. Além disso, o satélite TARS também oferece espaço para a missão de demonstração em órbita IOD-5 da Catapult.

A constelação será expandida para um tamanho inicial de 10 a 15 satélites numa órbita polar. Com essa frota, a empresa fornecerá comunicações de baixa taxa de dados para vários terminais de usuários do satélite. Posteriormente, a constelação pode ser aumentada para 120 satélites.

O CubeSat-6U possui matrizes solares implementáveis, rádios definidos por software (SDR), carga útil de comunicações em banda estreita e antenas de alto ganho.

Tyvak 0171 é a designação interna do fabricante para um CubeSat-6U construído pela Tyvak Nano-Satellite Systems, Inc. para um cliente não revelado.

Os satélites CICERO (Community Initiative for Cellular Earth Remote Observation) são um conjunto de de satélites em órbita terrestre baixa que levam a cabo a ocultação dos sinais de rádio do sistema GPS e Galileo e detecção remota da superfície terrestre por reflexão GNSS. Os satélites são operados pela GeoOptics Inc. e desenvolvidos pela Tyvak Nano-Satellite Systems, Inc., sendo baseados no modelo CubeSat-6U e tendo uma massa de cerca de 10 kg.

Originalmente, a GeoOptics desenvolveu os micro-stélites CICERO com uma massa de 115 kg em conjunto com o Laboratório de Física Atmosférica e Espacial da Universidade do Colorado (LASP) usando a carga útil TriG GNSS-RO desenvolvida para voar na missão FORMOSAT-7 / COSMIC-2. Mais tarde, durante o desenvolvimento, a miniaturização maciça da carga útil do GNSS-RO, chamada Cion, permitiu que o design do satélite fosse alterado para uma versão CubeSat-6U muito menor, construída pela Tyvak Nano-Satellite Systems. Pelo menos mais um satélite foi construído pela Orbital Solutions Monaco (OSM) baseado no design da Tyvak.

O sistema fornecerá dados críticos sobre o estado da Terra para cientistas e governantes em todo o mundo. Os produtos incluirão perfis de alta precisão de pressão atmosférica, temperatura e humidade, mapas tridimensionais da distribuição de electrões na ionosfera, e uma variedade de propriedades oceânicas e do gelo. As principais aplicações serão a previsão do tempo, pesquisa climática e monitorização do clima espacial.

Os satélites DIDO são satélites CubeSat-3U para pesquisa em microgravidade, projectados pela empresa israelo-suíça SpacePharma. Os satélites contêm um laboratório miniaturizado de ponta a ponta mGnify, que pode ser controlado remotamente de qualquer lugar. A unidade mGnify pode realizar experiências sobre crescimento bacteriano, resistência a antibióticos, automontagem, reacções enzimáticas, polimerização, síntese de nanopartículas, dinâmica de agregação de partículas, estabilidade de emulsões e cristalização.

Foram feitas actualizações na plataforma DIDO-3 para poder fornecer mais energia à carga, permitindo manter temperaturas mais altas do que a missão anterior, DIDO-2.

O PICASSO (PICosatellite for Atmospheric and Space Science Observations) é um CubeSat-3U belga com uma massa de 4 kg, projectado para investigar as camadas superiores da atmosfera da Terra.

O PICASSO foi desenvolvido para o projecto QB50 da ESA pelo Instituto Belga de Aeronomia Espacial (Belgian Institute of Space Aeronomy – BISA) com a VTT Finland e a Clyde Space do Reino Unido. O PICASSO medirá a distribuição de ozónio na estratosfera e traçará o perfil da temperatura da mesosfera e da densidade de electrões na ionosfera.

O satélite possui um sistema de obtenção de imagens multiespectrais miniaturizado para sondagem atmosférica tendo o Sol como fonte de luz, e uma sonda Langmuir de múltiplas agulhas (mNLP) para determinação da densidade de electrões do espaço ao seu redor.

O PICASSO é uma das várias missões do CubeSat apoiadas pelo elemento de demonstração em órbita do Programa Geral de Tecnologia de Suporte da ESA. O satélite estava inicialmente previsto para ser lançado em 2016 como parte do QB50, uma rede de 50 CubeSats para sondar camadas inexploradas da atmosfera da Terra.

O SIMBA é um CubeSat-3U belga, projectado pelo Instituto Real de Meteorologia da Bélgica, com a participação do Instituto Real de Meteorologia da Bélgica, da Universidade de Lovaina e do ISIS-Innovative Solutions In Space como missão de demonstração tecnológica.

O satélite, com uma massa de 4 kg, irá estudar a viabilidade de monitorizar com o mesmo instrumento a radiação solar recebida e a radiação emitida pela Terra utilizando um radiómetro de cavidade de substituição eléctrica projectado para a medição absoluta da radiação total. O radiómetro de cavidade normalmente está apontado em direcção à Terra para uma boa amostragem da radiação de saída da Terra e, ocasionalmente, estará apontado para o espaço profundo e para o Sol para calibração.

A bordo o SIMBA transporta um sistema ADCS, incluindo um rastreador de estrelas que terá seu primeiro voo nesta missão. Dois objectivos da missão são os testes em órbita do sistema ADCS e os testes em órbita do subsistema de rastreio de estrelas.

O satélite também transporta um transponder de FM que será acessível à comunidade de radio-amadores após o término da missão nominal e nos fins-de-semana.

O satélite era originalmente parte da constelação QB50, sendo posteriormente removido.

O TRISAT é uma missão educacional utilizando um satélite CubeSat-3U, liderada pela Universidade de Maribor, que visa estabelecer uma cooperação mútua entre estudantes universitários eslovenos e a indústria espacial eslovena.

A missão Ajuda a facilitar a transferência de conhecimento e tecnologia entre a universidade e a economia por meio de inovações e tecnologias, tendo apoio efectivo ao empreendedorismo e ecossistemas inovadores, resultando numa relação simbiótica entre as duas esferas.

O TRISAT é um pequeno satélite com uma massa de 5 kg capaz de capturar imagens no espectro infravermelho de comprimento de onda curto da Terra. Esses dados de detecção remota podem ser usados, por exemplo, para detectar vários padrões de vegetação (áreas verdes), avaliar danos causados por desastres naturais e detectar poeira vulcânica.

O AMICal-Sat é um CubeSat-2U francês com uma massa de 2 kg, projectado pelo CSUG-IPAG (Universidade Grenoble Alpes) em cooperação com a Universidade Estadual de Moscovo para obter fotografias da luz do Norte, a fim de reconstruir a precipitação de partículas na atmosfera polar.

A carga útil é um gerador de imagens de arquivo amplo muito compacto e ultra-sensível (f = 23mm, abertura f / 1.4). As imagens serão públicas, permitindo que uma grande comunidade obtenha imagens aurorais do espaço. O clima espacial é um domínio com múltiplas aplicações, especialmente para comunicação por rádio. A luz do Norte é um efeito das partículas vindas do Sol na atmosfera através da magnetosfera. Eles são, portanto, um bom “rastreador” do fenómeno ionosférico.

O AMICal-Sat irá registar imagens calibradas da aurora para obter o perfil vertical da aurora e mapear a parte da oval da aurora que será visível a partir do satélite. Irá fornecer informações sobre o estado da ionosfera e precipitações de partículas que podem perturbar os sistemas tecnológicos, especialmente as comunicações por rádio nessas regiões.

O satélite TTU-100 (TTÜSa) foi desenvolvido pela Universidade de Tecnologia de Tallin e é baseado no modelo CubeSat-1U, tendo uma massa de 1 kg.  A sua missão é a de testar câmaras de observação terrestre e comunicações de banda X de alta velocidade. O satélite irá realizar tarefas de detecção remota no espectro electromagnético visível e infra-vermelho. O TTU-1001 utiliza as frequências de banda amador de 10.450 a 10.500 GHz para operações de downlink de dados de alta velocidade.

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.

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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.

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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.

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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.



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