A empresa europeia Arianespace encerrou um ano cheio de sucesso com onze missões comerciais colocando em órbita dois novos satélites de comunicações.
O lançamento da missão VA234 transportando os satélites Star One-D1 e JCSat-15 teve lugar às 20:30:07UTC do dia 21 de Dezembro e foi levada a cabo por um foguetão Ariane-5ECA a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou, Guiana Francesa.
Todas as fases do lançamento decorreram sem problemas e a separação do Star One D1 tem lugar às 20:59UTC, enquanto que a separação do JCSat-15 ocorre às 21:13UTC.
O satélite Star One D1 é o 11º satélite colocado em órbita pela Arianespace para o operador privado Embratel Star One. O lançamento mais recente para a empresa Brasileira foi a colocação em órbita do satélite Star One C4 em Julho de 2015. A Embratel Star One é a maior operadora de comunicações por satélite na América Latina. A cooperação entre a Arianespace e a Embratel Star One prolonga-se já por mais de 30 anos, com a Arianespace a colocar em órbita todos os satélites da empresa Brasileira.
O Star One D1 é o primeiro satélite da quarta geração de satélites a serem operados por esta empresa. O satélite irá fornecer vários serviços, incluindo retransmissão, banda larga, acesso de Internet e outras aplicações digitais. O Star One D1 é também o maior satélite construído até à data para a Embratel Star One. Equipado com 70 repetidores activos em banda-Ka (18), C (28) e Ku (24), o Star One D1 será estacionado a 84º longitude Oeste, cobrindo o Brasil, América Latina, América Central, México e Caraíbas.
O Star One D1 foi construído pela Space Systems/Loral baseado na plataforma SSL-1300, em Palo Alto – Califórnia. Este é o 60º satélite da SSL colocado em órbita pela Arianespace. As suas dimensões físicas são 5,10 x 2,20 x 2,35 metros, tendo uma massa de 6.433,1 kg no lançamento. O seu tempo de vida útil deverá ser de mais de 15 anos.
O JCSat-15 é o 18º satélite da Sky Perfect JSAT que foi atribuído à Arianespace para ser colocado em órbita. O mais recente lançamento da empresa Europeia para a Sky Perfect JSAT foi o lançamento do satélite JCSat-13 em Maio de 2012.
A SKY Perfect JSAT Corporation é líder nos campos da retransmissão e das comunicações por satélite. É o maior operador da Ásia com uma frota de 17 satélites. A SKY Perfect JSAT é um fornecedor de serviços pagos de multi-canais de TV e de serviços de comunicações, fornecendo um variado leque de entretenimento através da plataforma SKY PerfecTV!, a maior do género no Japão com um total de 3 milhões de subscritores.
O JCSat-15 irá proporcionar um variado leque de serviços de comunicações para o Japão, incluindo retransmissão, transferência de dados, e aplicações marítimas e aeronáuticas para a Oceania e para a região do Oceano Pacífico. Localizado a 110º de longitude Este, irá substituir o satélite NSat-100, colocando em órbita no ano 2000 pela Arianespace.
O satélite foi construído pela Space Systems/Loral e é baseado na plataforma SSL-1300, estando equipado com 26 repetidores de banda-Ku.. Este é o 61º satélite da SSL colocado em órbita pela Arianespace. As suas dimensões físicas são 5,20 x 3,30 x 3,00 metros, tendo uma massa de cerca de 3.407,5 kg no lançamento. O seu tempo de vida útil deverá ser de mais de 15 anos.
O Ariane-5ECA
O super lançador europeu Ariane-5ECA 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 51,6º 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.
O veículo L585 e a missão VA231
A missão VA234 foi o 90º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 7º em 2016, seguindo uma série de 71 voos bem sucedidos consecutivos. Este foi o 34º Ariane-5ECA da fase de produção PB que foi assinado em Março de 2009 para garantir a continuidade dos serviços de lançamento após a finalização da fase de produção PA que foi constituída por 30 veículos. A fase de produção PB é composta por 35 Ariane-5ECA e cobre o período de 2010 a 2016. Consequentemente, o lançador L587 é o 64º lançador a ser entregue à Arianespace, integrado e verificado sob a responsabilidade da Airbus Defence and Space.
Na sua configuração de carga dupla e uma carenagem longa (construída pela RUAG Space) com uma altura total de 17 metros, diâmetro de 5,4 metros e uma massa de 2.400 kg, o satélite Star One D1 ocupa a posição superior, colocado sobre um adaptador ACU (desenvolvido pela RUAG Space). Por seu lado, o satélite JCSat-15 ocupa a posição inferior no interior do adaptador Sylda. A carenagem estava protegida pelo produto FAP (Fairing Acoustic Protection), que é utilizado desde a missão V175 (veículo L534).
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).
Campanha e lançamento da missão VA231
O início da campanha para a missão VA234 teve lugar a 2 de Novembro de 2016 com a realização de uma reunião entre todos os elementos intervenientes nos preparativos para o lançamento. Neste mesmo dia procedeu-se ao início dos trabalhos com o estágio EPC com a sua remoção do contentor de transporte e posterior colocação na plataforma móvel de lançamento. Ainda neste dia dava-se a transferência do propulsor lateral de combustível sólido EAP2. Entretanto, o satélite JCSat-15 havia já chegado ao CSG Kourou a 28 de Outubro, sendo transportado para as instalações de processamento S5C. No dia 3 de Novembro, o EAP1 era transferido para o edifício de integração do lançador e procedia-se ao posicionamento dos EAP. A integração dos EAP ocorria a 4 de Novembro.
A 8 de Novembro procedia-se ao posicionamento do estágio ESC-A com o VEB. A 10 de NOvembro o satélite JCSat-15 era submetido a uma verificação técnica. O satélite Star One D1 chegava a Kourou a 14 de Novembro e era transportado para as instalações de processamento S5C. NO dia seguinte seria também submetido a uma verificação técnica.
A 30 de Novembro o lançador era transferido do edifício de integração BIL para o edifício de montagem final BAF.
A 10 de Dezembro o Star One D1 era integrado no seu adaptador de carga nas instalações S5B e posteriormente transferido de montagem final. No dia seguinte era integrado no adaptador Sylda e colocado no interior da carenagem de protecção a 12 de Dezembro. O satélite JCSat-15 era transferido para o edifício de montagem final a 13 de Dezembro, sendo integrado no lançador no dia seguinte. Neste dia decorria a inspecção final do motor HM-7B do lançador.
O ensaio geral para o lançamento teve lugar a 17 de Dezembro e o veículo foi armado para a missão a 18 de Dezembro. A denominada Launch Readiness Review (LRV), onde se analisaram todos os preparativos para a missão bem como a prontidão de todos os sistemas para o lançamento, foi levada a cabo a 19 de Dezembro. No dia 20 de Dezembro o lançador era transportado para a plataforma de lançamento ELA3.
A contagem decrescente final inicia-se a H0-11h 43m 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 53m 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 janela de lançamento para a missão VA231 decorria entre as 20:30UTC e as 21:54UTC do dia 5 de Outubro, tendo uma duração de 1 hora e 24 minutos.
A H0-7h 30m procede-se á 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 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 propolentes 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 2h); 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 H0-4h inicia-se o abastecimento do estágio superior criogénico ESC-A, 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 propolentes criogénicos; abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 1h); e finalmente mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.
O condicionamento térmico do motor Vulcain ocorre a H0-3h. 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-A 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.
O lançamento da missão VA234 teve lugar às 20:30:07UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,30s. A T+12,70s 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). O lançador atinge a velocidade do som (Mach 1) a T+49,25s. A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 22s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu a T+3m 15s.
A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+8m 14s e a T+8m 53s terminava a queima do estágio criogénico principal EPC (com a exaustão do fornecimento de hidrogénio líquido), com a sua separação a ter lugar a T+8m 59s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+9m 3s.
Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 49s. Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação de Libreville a T+18m 23s e pela estação de Malindi a T+23m 5s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorre a T+25m 23s.
A separação do Star One D1 ocorre a T+29m 10s (20:59UTC) e a separação do adaptador Sylda ocorre a T+31m 58s (21:01UTC). A separação do JCSat-15 ocorre a T+43m 26s (21:13UTC). A missão comercial VA234 termina a T+59m 2s, terminando oficialmente a T+1h 15m 2s.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5597
– Lançamento orbital com sucesso: 5243
– Lançamento orbital Arianespace: 253
– Lançamento orbital Arianespace com sucesso: 247
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 265
– Lançamento orbital desde CSG Kourou com sucesso: 253
Ao se referir a ‘lançamentos com sucesso’ significa um lançamento no qual algo atingiu a órbita terrestre, o que por si só pode não implicar o sucesso do lançamento ou da missão em causa.
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo em 2016: 19,5% foram realizados pela Rússia; 26,8% pelos Estados Unidos (incluindo ULA – 54,5%, SpaceX – 36,4% e Orbital ATK – 9,1%); 24,4% pela China; 13,4% pela Arianespace; 8,5% pela Índia, 4,9% pelo Japão, 1,2% pela Coreia do Norte e 1,2% por Israel.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
26 Dez (03:30:00) – CZ-2D Chang Zheng-2D – Taiyuan, LC9 – GJ-1 Gaojing-1 (1); GJ-1 Gaojing-1 (2); BY70-1
28 Dez (16:26:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (93702/99571) – Baikonur, LC81 PU-24 – Echostar-XXI
30 Dez (??:??:??) – CZ-3B Chang Zheng-3B/G2 (Y39) – Xichang, LC2 – Tongxin Jishu Shiyan Weixing-2
07 Jan (??:??:??) – Falcon-9 (030) – Vandenberg AFB, SLC-4E – Iridium NEXT (x10)
10 Jan (22:20:00) – SS-520-4 – Uchinoura – TRICOM-1