A Arianespace levou a cabo com sucesso o lançamento da sua primeira missão orbital em 2019 ao colocar em órbita dois novos satélites.
O lançamento da missão VA247 teve lugar às 2101:08,3UTC do dia 5 de Fevereiro de 2019 e foi levado a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA (L5106) a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou, Guiana Francesa. A missão teve uma duração de pouco mais de 42 minutos e os dois satélites foram colocados nas suas órbitas previstas a partir das quais irão manobrar para atingir as respectivas posições na órbita geossíncrona operacional. A órbita alvo para a missão VA247 tinha um perigeu a 250 km de altitude, apogeu a 35.786 km de altitude e inclinação orbital de 3,0º. A janela de lançamento decorria entre as 2101UTC e as 2202UTC, tendo uma duração de 1h e 1 minuto.
A bordo da missão VA247 estavam os satélites HS4-SGS1 (Hellas-Sat-4, SaudiGeoSat-1) e GSAT-31.
Ocupando a posição superior do adaptador de carga Sylda, o satélite de comunicações HS4-SGS1 (Hellas-Sat-4, SaudiGeoSat-1) será operado pela KACST (King Abdulaziz City for Science and Technology) e pela Hellas Sat (Arabsat).
A Arabsat e a KACST anunciaram em Abril de 2015 vários contratos com a Lockheed Martin para o fabrico de dois satélites de comunicações tendo por base a plataforma A2100, o Arabsat-6A e o HellasSat-4 / SaudiGeoSat-1. Os contratos foram assinados a 9 de Abril de 2015. A construção dos satélites começou de imediato e estaria concluído para ser lançado em 2018. O satélite foi construído numa versão modernizada da plataforma A2100 da Lockheed Martin, que é baseada em estruturas com inovações avançadas, incluindo propulsão, painéis solares e sistemas electrónicos. O satélite estará operacional na órbita geossíncrona a 39º longitude Este e terá um tempo de vida operacional de 15 anos, cobrindo a Europa, África do Sul e o Médio Oriente. No lançamento a sua massa é de 6.495 kg, tendo uma massa de 3.950 kg sem prepolentes. Para as suas manobras orbitais utiliza um sistema dr propulsão electro-químico. A sua carga é composta por transponders de banda Ku e Ka.
O satélite GSAT-31 é um satélite de comunicações geoestacionário Indiano que será posicionado numa longitude a 48° Este. O satélite é configurado tendo por base a plataforma I-2K desenvolvida pela ISRO para fornecer serviços de comunicações em banda Ku. A sua vida útil deverá ser superior a 15 anos e irá substituir o satélite Insat-4CR. No lançamento a sua massa é de 2.536 kg.
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 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 L5104a e a missão VA247
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 HS4-SGS1 ocupa a posição superior, colocado sobre um adaptador de carga com uma massa de cerca de 220 kg que é desenvolvido ou pela Airbus Defence and Space – SAU. Por seu lado, o satélite GSAT-31 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).
Existem vários adaptadores Sylda – na verdade sete versões – cujas massas variam entre os 400 kg e os 530 kg e com comprimentos entre os 4,9 metros e os 6,4 metros. Neste lançamento o adaptador Sylda tinha uma massa de 440 kg.
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 VEB tem um comprimento de 1,13 metros e uma massa de 970 kg.
Campanha e lançamento da missão VA247
A campanha de lançamento para a missão VA247 teve lugar entre 23 e 26 de Novembro de 2018 com a revisão dos procedimentos da campanha de lançamento e com a remoção do estágio central do Ariane-5ECA (o EPC) da posição de armazenamento e colocado na posição vertical sobre a plataforma móvel de lançamento. Os dois propulsores laterais de prepolente sólido eram transportados para o edifício de integração do lançador (BIL) a 26 de Novembro, sendo integrados no lançador no dia seguinte. O estágio ESC-A e a secção de equipamento eram colocados sobre o EPC a 30 de Novembro.
O satélite HS4-SGS1 chegava a Kourou no dia 4 de Janeiro de 2019, sendo transportado para as instalações de processamento de carga S5C, enquanto que o satélite GSAT-31 chegava a Kourou a 8 de Janeiro, sendo transportado para as instalações de preparação da carga S5C.
As operações de abastecimento do satélite HS4-SGS1 decorriam entre 14 e 16 de Janeiro, enquanto que as operações de abastecimento do GSAT-31 decorriam entre 19 e 22 de Janeiro.
No dia 17 de Janeiro, o lançador era transferido do edifício de integração BIL para o edifício de montagem final BAF (edifício de montagem final). No dia 21 de Janeiro o HS4-SGS1 era colocado sobre o seu adaptador de carga e no dia 22 era transferido para o edifício de montagem final BAF, sendo integrado no adaptador Sylda a 23 de Janeiro. No dia 24 procedia-se à integração do GSAT-31 no adaptador de carga. Neste dia procedia-se à colocação da carenagem de protecção no adaptador Sylda com o satélite HS4-SGS1.
O satélite GSAT-31 era transferido para ao BAF a 25 de Janeiro e a 26 de Janeiro este satélite era integrado no lançador, procedendo-se aos preparativos finais antes da colocação final da carenagem de protecção. O HS4-SGS1 na carenagem de protecção era integrado no lançador a 28 de Janeiro e neste dia procedia-se à inspecção final do motor HM-7B do Ariane-5ECA. A 29 de Janeiro eram finalizados os trabalhos de integração do sistema compósito.
O ensaio geral para o lançamento teve lugar a 30 de Janeiro e o veículo foi armado para a missão entre 31 de Janeiro e 1 de Fevereiro. 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 1 de Fevereiro. No dia 4 de Fevereiro 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 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.
Sequência de lançamento
O lançamento da missão VA247 teve lugar às 2101:07UTC do dia 5 de Fevereiro (a ignição do motor criogénico ocorre a T+1s, seguindo-se a ignição dos dois propulsores lateraia de combustível sólido a T+7,05s), com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,3s. A T+12,7s 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). A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 24s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 21s.
A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+7m 47s e a T+8m 47s 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 47s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+8m 51s.
Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 37s. Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação de Libreville a T+18m 17s e pela estação de Malindi a T+23m 00s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorre a T+25m 9s.
A separação do HS4-SGS1 ocorre a T+27m 21s e a separação do adaptador Sylda ocorre a T+29m 35s. A separação do satélite GSAT-11 ocorre a T+42m 27s.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
A partir de 2019 os lançamentos da SpaceX estão contabilizados nos lançamentos dos Estados Unidos. O total de lançamentos orbitais tem por base os dados conhecidos até ao momento sobre as actividades secretas tanto de Israel, como da Coreia do Norte e do Irão.
– Lançamento orbital: 5812
– Lançamento orbital Arianespace: 276 (4,75%)
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 288 (4,96% – 100,00%)
Os quadro seguinte mostra os lançamentos previstos e realizados em 2019 por polígono de lançamento.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
5813 – 19 Fev (0158:XX) – Falcon-9 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Nusantara Satu (PSN-6 – Pasifik Satelit Nusantara 6), Beresheet (Genesis, SpaceIL Sparrow), Spaceflight GTO-1
5814 – 07 Fev (1647:XX) – 14A14-1B Soyuz-2.1b/Fregat-M – Baikonur, LC31 PU-6 – EgyptSat-A (MisrSat-A)
5815 – 19 Fev (2137:XX) – 372RN21B Soyuz-ST-B/Fregat-MT (VS21/?????/M133-15) – CSG Kourou (Sinnamary), ELS – OneWeb-0006, OneWeb-0007, OneWeb-0008, OneWeb-0010, OneWeb-0011, OneWeb-0012
XXXX – ?? Fev (XXXX:XX) – Safir-1B – CE Imán Khomeini, LC-1 – Dosti
XXXX – ?? Fev (XXXX:XX) – Electron/Curie (F5) – R3D2