A empresa Europeia Arianespace levou a cabo o lançamento de dois novos satélites de comunicações. O lançamento teve lugar a 20 de Agosto de 2015 às 2030:07UTC e foi levado a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA (L580) na missão VA226 a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou.
Todas as fases do lançamento decorreram como previsto e os satélites foram colocados nas respectivas órbitas de transferência para a órbita geossíncrona onde chegarão utilizando os seus próprios meios de propulsão.
A carga da missão VA226
A bordo do Ariane-5ECA na missão VA226 encontravam-se os satélites de comunicações Sky Muster (NBN Co 1A) e Arsat-2.
Operado pela nbn, o Sky Muster (NBN Co 1A) foi construído Space Systems/Loral e é baseado na plataforma FS-1300. No lançamento tem uma massa de 6.440 kg e está equipado com 101 repetidores de banda-Ka. As suas dimensões são 8,50 x 3,50 x 3,00 metros, tendo uma envergadura de 26,0 metros em órbita.
O satélite será colocado na órbita geossíncrona entre 135º e 150º longitude Oeste. Os seus painéis solares fornecem 16,4 kW (EoL) e a energia é armazenada em três baterias de iões de lítio. Está equipado com um sistema de propulsão bilíquido de MMH e MON3 (um motor de apogeu de 455 N e pequenos propulsores de 22 N para controlo orbital). Possuí também propulsores de plasma SPT-100 de 0,1 N. A sua estabilização é feita por uma ligeira rotação em torno do eixo longitudinal na fase de separação e nos três eixos espaciais na fase operacional.
O Sky Muster (NBN Co 1A) é o primeiro de dois satélites de comunicações construídos para a nbn com o objectivo de fornecer serviços de banda rápida de alta velocidade às áreas rurais e zonas remotas da Austrália. Os satélites irão utilizar vários feixes para o fornecimento dos serviços projectados com um desenho avançado.
Os satélites serão apoiados por uma rede de dez estações terrestres, cada uma equipada com duas antenas de 13,5 metros de diâmetro. Estas estações foram construídas em localizações específicas ao longo do território Australiano para maximizar a disponibilidade e capacidade do sistema. Os satélites foram projectados para permitir à nbn o fornecimento de serviços a mais de 250.000 habitantes em áreas rurais e em áreas remotas, com velocidades de download até 25Mbps. O seu tempo de vida útil será de 15 anos.
A empresa estatal Argentina, ARSAT, tem como objectivo fornecer serviços de conectividade ao longo de insfra-estruturas tecnológicas no solo, no ar e no espaço. A empresa foi criada em 2006 para desenvolver o sistema de satélites geostacionários da Argentina, envolvendo a projecção, desenho e montagem dos primeiros satélites geostacionários daquele país Sul-americano, supervisão do lançamento, ensaios orbitais e operações, e marketing dos serviços correspondentes. Foi criada como resultado da política governamental para reter as posições da 
Argentina na órbita geostacionária e para desenvolver as telecomunicações e industria espacial.
Inicialmente estabelecida como uma empresa de satélites, foram-lhe estabelecidos novos desafios em 2012 com o lançamento do plano ‘Argentina Conectada‘, criado para reduzir a dívida digital. Em resultado, a ARSAT é agora responsável pelo desenvolvimento da Rede Federal de Fibra Óptica (REFEFO) e da Plataforma Tecnológica para o Sistema de Televisão Digital da Argentina. A ARSAT também possui uma longa experiência em operações de satélites de telecomunicações e aprovisionamento de serviços, no qual tem estado activa desde 2007 em satélites alugados a outros países.
A ARSAT estabeleceu as especificações do satélite Arsat-2 e escolheu os seus componentes, que já provaram a sua fiabilidade em voo. A ARSAT foi também responsável para supervisão técnica do projecto, controlando a projecção do satélite e validando todos os testes funcionais e ambientais.
O Arsat-2 foi construído pela INVAP e é baseado na plataforma ARSAT-3K. O satélite tem uma massa de 2.977 kg no lançamento e as suas dimensões são 4,90 x 2,20 x 1,80 metros, tendo uma envergadura de 16,32 metros em órbita. O Arsat-2 será colocado na posição 81º longitude Este na órbita geossíncrona.
Está equipado com 20 repetidores de banda-Ku e 6 repetidores de banda-C para o fornecimento de serviços de comunicações para a América do Sul, América Central e Caraíbas, e para a América do Norte. O seu tempo de vida útil será 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 L580 e a missão VA226
A missão VA226 foi o 82º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 5º em 2015, seguindo uma série de 67 voos bem sucedidos consecutivos. Este foi o 26º 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 L580 é o 56º lançador a ser entregue à Arianespace, integrado e verificado sob a responsabilidade da Airbus Defence and Space.
Na sua configuração de carga dupla e utilizando o sistema Sylda-5 “A” (Sylda-5 n.º 64-C, desenvolvido pela Airbus Defence and Space SAS) e uma carenagem longa (construída pela RUAG Aerospace AG) com uma altura total de 17 metros e um diâmetro de 5,4 metros, o satélite Sky Muster (NBN Co 1A) ocupou a posição superior colocado sobre um adaptador PAS 1194C (desenvolvido pela Airbus Defence and Space SA) e o satélite Arsat-2 ocupou a posição inferior colocado sobre um adaptador PAS 1194VS (construída pela pela RUAG Aerospace AB) no interior do Sylda-5A. 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).
O principal objectivo da missão VA226 era o de colocar os satélites Sky Muster (NBN Co 1A) e Arsat-2 numa órbita geossíncrona de transferência com um apogeu a 35.786 km de altitude, perigeu a 249,4 km de altitude, inclinação orbital de 6º, argumento do perigeu a 178º e longitude do nodo ascendente a -119,743º.
Tendo em conta os adaptadores de carga e a estrutura Sylda-5, a performance total requerida do lançador para a órbita descrita era de 10.203 kg. Parte da margem de performance é utilizada para reduzir a inclinação da órbita alvo.
Tomando H0 como a referência temporal básica (1 segundo antes da abertura da válvula de hidrogénio na câmara de combustão do motor Vulcan do primeiro estágio EPC), a ignição do Vulcain ocorre a H0+2,7s. A confirmação da operação normal do Vulcain autoriza a ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido (EAP) a H0+7,05s, levando ao lançamento.
A massa no lançamento é de cerca de 773.000 kg e a força inicial é de 13.000 kN (dos quais 90% é originada pelos EAP). Após uma ascensão vertical de 5 segundos para permitir que o lançador deixe o complexo ELA3, incluindo, em particular, os pilões eléctricos, o foguetão executa uma operação de inclinação no plano da trajectória, seguindo-se uma operação de rotação cinco segundos mais tarde para posicionar o plano dos EAP perpendicularmente ao plano da trajectória. O ângulo de azimute de lançamento foi de 92º em relação a Norte.
A fase de voo dos EAP continua a um ângulo de incidência nulo ao longo do voo atmosférico e até à separação dos propulsores laterais. O propósito destas operações é o de optimizar a trajectória e assim maximizar a performance, obter uma ligação rádio satisfatória com as estações no solo, e cumprir as cargas estruturais e limites de controlo de atitude. A sequência de separação dos EAP é iniciada quando um limite de aceleração é detectado, quando o nível de força do propolente sólido baixa. A separação ocorre no segundo imediato. Este é o tempo de referência H1, e ocorre a cerca de H0+141,1s a uma altitude de 66,0 km e a uma velocidade relativa de 2,019 km/s.
No resto do voo na fase EPC, o veículo segue uma regra de altitude controlada em tempo real pelo computador de bordo tendo por base informações recebidas pela unidade de navegação. Esta regra optimiza a trajectória ao minimizar o tempo de queima e consequentemente o consumo de propolente.
A carenagem de protecção é separada durante a fase de voo EPC logo que os níveis de fluxo aerodinâmico são suficientemente baixos para não terem impacto na carga. Para a missão VA226, a separação da carenagem ocorreu a uma altitude de 109,4 km, 201 segundos após o lançamento. A fase de propulsão EPC tem como objectivo uma órbita predeterminada estabelecida em relação a requisitos de segurança e à necessidade de controlar a operação quando o EPC cai de volta para a Terra no Oceano Atlântico.
O final da queima do motor Vulcain ocorre quando se atinge uma órbita com perigeu a -1.051,6 km, apogeu a 157,8 km, inclinação orbital de 6,17º, argumento do perigeu de -43,98º e longitude do nodo ascendente de -119,75º. Este é o tempo de referência H2 e ocorre a H0+530,5s.
O estágio criogénico principal cai então para o Atlântico após a separação, destruindo-se numa reentrada atmosférica a uma altitude entre os 80 km e os 60 km devido às cargas geradas pelo atrito. O estágio deve ser despressurizado para evitar o risco de explosão devido ao sobreaquecimento do hidrogénio residual. Uma válvula lateral do tanque de hidrogénio, actuada por um temporizador que é activado pela separação do EPC, é utilizada para este propósito. Esta força lateral é também utilizada para fazer com que o EPC entre numa rotação, reduzindo assim a dispersão dos detritos originados na reentrada. O ângulo de reentrada do estágio criogénico é de -2,80º e a longitude do ponto de impacto é registada a 6,82º O.
O voo do ESC-A tem uma duração de cerca de 16 minutos. Esta fase de voo é finalizada por um comendo enviado pelo OBC, quando o computador estima, a partir de dados calculados pela unidade de orientação inercial, que a órbita alvo foi atingida. Esta é a referência temporal H3 e ocorre a H0+1.506,2 segundos.
O propósito da fase balística seguinte é o de: orientar o conjunto na direcção requerida para a separação dos dois satélites e na direcção necessária para a separação do adaptador Sylda-5; estabilização transversal antes da separação do satélite Sky Muster (NBN Co 1A); estabilização nos três eixos espaciais antes da separação do adaptador Sylda-5; estabilização longitudinal antes da separação do satélite Arsat-2; separação dos satélites Sky Muster (NBN Co 1A) e Arsat-2, além do adaptador Sylda-5; rotação final do conjunto a 45º/s; e despressurização do estágio ESC-A (tanques de oxigénio líquido e hidrogénio líquido), precedida de uma fase de despressurização que envolve a abertura simultânea de oito escapes SCAR. Estas operações contribuam para a gestão a curto e médio prazo da distância mútua dos objectos em órbita. A fase balística da missão é composta por 21 fases elementares que incluem a separação dos dois satélites e do adaptador Sylda-5.
Preparativos para o lançamento
O estágio EPC começou a ser preparado para a missão no dia 11 de Agosto, sendo colocado na posição vertical no edifício de integração do lançador. A transferência dos dois propulsores laterais de combustível sólido ocorreu nos dias 12 e 13 de Agosto, tendo a sua integração no lançador ocorrido no dia 13. Os preparativos com o sistema compósito superior começaram a 18 de Agosto com a elevação do estágio ESC-A e a integração da secção de equipamento do lançador.
O satélite Arsat-2 chegava a Kourou a 19 de Agosto, enquanto que o Sky Mustar chegava ao centro espacial Europeu a 26 de Agosto.
No dia 3 de Setembro tinha lugar a denominada Launcher Synthesis Control na qual se analisam os preparativos do foguetão lançador. O foguetão lançador era aceite pela Arianespace a 8 de Setembro e transferido do BIL para o BAL no dia seguinte.
Entre 9 e 14 de Setembro decorreram as operações de abastecimento do satélite Sky Muster enquanto que as operações de abastecimento do satélite Arsat-2 decorreram entre 10 e 14 de Setembro.
A 15 de Setembro o Sky Muster (NBN Co 1A) era integrado com o seu adaptador, sendo de seguida realizados os testes funcionais do satélite. Este era transferido para o BAF no dia 18, sendo integrado no adaptador Sylda a 19 de Setembro. No dia 18 de Setembro o satélite Arsat-2 era integrado no seu adaptador de carga, sendo transferido para o edifício de integração final a 19 de Setembro e integrado com o lançador no dia 21. Entretanto, a 20 de Setembro, dava-se a integração da carenagem de protecção com o adaptador Sylda e o satélite Sky Muster (NBN Co 1A). Os trabalhos de integração do sistema compósito (Sky Muster (NBN Co 1A) + PAS 1194C + Sylda-C + carenagem) no lançador decorreram a 22 de Setembro.
O ensaio geral para o lançamento teve lugar a 24 de Setembro e os sistema do foguetão foram armados a 25 e 28 de Setembro, com a revisão de prontidão para o voo a ter lugar neste último dia. No dia 29 de Setembro o foguetão era transferido para o Complexo de Lançamento ELA3, iniciando-se o abastecimento das esferas de hélio.
Lançamento
A contagem decrescente final inicia-se a H0-7h 30m 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 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 VA226 decorria entre as 2030UTC e as 2215UTC do dia 30 de Setembro, tendo uma duração de 105 minutos.
A H0-7h 30m, no início da contagem decrescente final, 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 VA226 teve lugar às 2018:07UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,30s. A T+13s termina o voo vertical e iniciava-se a manobra de inclinação (terminando a T+23s) e a T+17s iniciava-se a manobra de rotação do lançador em torno do seu eixo longitudinal (esta manobra terminava a T+32s). O lançador atinge a velocidade do som (Mach 1) a T+49s. 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 21s.
A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+8m 5s e a T+8m 51s 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 57s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+9m 1s. Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 35s. O veículo atinge a altitude mínima a T+14m 36s (142,9 km). Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação de Libreville a T+18m 20s e pela estação de Malindi a T+22m 50s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorre a T+25m 6s com o lançador a entrar na fase balística a uma altitude de 639,7 km.
Estando colocado na posição superior, o satélite Sky Muster (NBN Co 1A) é o primeiro a separar-se do estágio superior. A manobra de orientação para a separação ocorre a T+25m 11s e ao início da estabilização por rotação transversal inicia-se a T+27m 7s. A separação do Sky Muster (NBN Co 1A) ocorre a T+27m 59s. O conjunto é agora formado pelo estágio ESC-A, pelo adaptador Sylda-5 e pelo satélite Sky Muster (NBN Co 1A). Logo após a separação do Sky Muster, procede-se à estabilização do conjunto e iniciava-se o procedimento de orientação em preparação da separação do adaptador Sylda-5 que ocorre a T+29m 51s. De seguida (T+30m 00s) iniciava-se a manobra de orientação e estabilização longitudinal (T+32m 11s) para a separação do satélite Arsat-2 que ocorre às T+32m 28s.
Com os dois satélites agora em órbita, era tempo de colocar o estágio ESC-A numa órbita segura e afastada dos satélites. O estágio era estabilizado e orientado para a manobra de separação e depois orientado para a manobra de estabilização por rotação. O ESC-A é então colocado com uma rotação de 45º/s e o tanque de oxigénio era então colocado em modo passivo.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5483
– Lançamento orbital com sucesso: 5132
– Lançamento orbital Arianespace: 243
– Lançamento orbital Arianespace com sucesso: 234
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 252
– Lançamento orbital desde CSG Kourou com sucesso: 240
– Lançamento orbital desde CSG Kourou em 2015: 9
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 (como foi o caso do lançamento do Progress M-27M).
A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento (os valores referentes aos lançamentos por parte da China não são precisos).
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 30,4% foram realizados pela Rússia; 23,2% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 16,1% pela China; 16,1% pela Arianespace; 5,4% pelo Japão, 7,1% pela Índia e 1,8% pelo Irão.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
01 Out (1649:41) – 11A511U Soyuz-U (G15000-146) – Baikonur, LC1 PU-5 – Progress M-29M (Прогресс М-29М)
02 Out (1009:00) – Atlas-V/421 (AV-059) – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – Morelos 3 (Mexsat-2)
07 Out (????:??) – CZ-2D Chang Zheng-2D – Jiuquan, LC43/603 – JL-1 Jinlin-1 (吉林1号); LQ Lingqiao-A (灵巧验证卫星); LQ Lingqiao-B (灵巧视频卫星); LQSat
08 Out (????:??) – Atlas-V/401 (AV-058) – Vandenberg AFB, SLC-3E – NROL-55 (Intruder-11A/NOSS-3 7A), NROL-55 (Intruder-11B/NOSS-3 7B), SNaP-3 ALICE, SNaP-3 EDDIE, SNaP-3 JIMI, LMRSTSat, AeroCube-5C, AeroCube-7A (OCSD-A), ARC-1, BisonSat (Nwist Q̓ʷiq̓ʷáy), Fox-1A, PropCube-1, PropCube-3, SINOD-1, SINOD-3
10 Out (????:??) – Unha-3 (?) – Sohae – Kwangmyongsong-4 (?)