A empresa europeia Arianespace realizou a última missão de um foguetão Ariane-5ECA em 2014 colocando em órbita com sucesso dois satélites de comunicações a partir da Guiana Francesa. O lançamento teve lugar às 2040:07UTC do dia 5 de Dezembro de 2014 e foi levado a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA (L575) na missão VA221 a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou.
O lançamento estava originalmente previsto para ter lugar às 2038UTC do dia 4 de Dezembro, mas foi adiado devido às más condições meteorológicas.
A carga da missão VA221
A bordo do Ariane-5ECA na missão VA221 encontravam-se os satélites DirecTV-14 e GSAT-16.
DirecTV-14
A DirecTV esta sediada em El Segundo, Califórnia, sendo um dos líderes mundiais no campo da televisão por satélite. Com os seus vários subsidiários e accionistas nos Estados Unidos, Brasil, México e outros países da América do Sul e das Caraíbas, a DirecTV fornece programas de televisão a mais de 20 milhões de clientes nos EUA e a mais de 18 milhões na América Latina.
A empresa Hughes Aircraft estabeleceu a DirecTV em 1990 e o serviço foi iniciado em Junho de 1994, com a companhia a passar por um rápido crescimento. Em Novembro de 1995, a DirecTV atingiu um milhão de subscritores, em Julho de 2001 dez milhões e em Outubro de 2005 quinze milhões. Em Janeiro de 2006 a DirecTV completava a sua aquisição da DirecTV Latin America.
Funcionando principalmente em bandas Ku, Ka e Reversível, actualmente com uma frota de onze satélites, a DirecTV opera a partir de cinco posições orbitais (99º Oeste, 101º Oeste, 103º Oeste, 110º Oeste e 119º Oeste). A DirecTV Latin America actualmente aluga repetidores noutros satélites (por exemplo no Intelsat-30, com a carga DLA-1, colocado em órbita em Outubro de 2014 por um foguetão Ariane-5ECA), mas a companhia encontra-se no ponto de colocar em órbita os seus dois primeiros satélites SKY Mexico-1 e SKY Brasil-1.
Brevemente, a DirecTV irá atribuir dois novos satélites ao lançador Ariane-5ECA: o DirecTV-15 e o SKY Mexico-1 na Primavera de 2015.
O satélite DirecTV-14 é o 16º satélite lançado para o operador DirecTV, sendo o 12º satélite da sua frota. Utilizando os mais recentes avanços tecnológicos em transmissão de alta potência e em banda curta, irá fornecer televisão DTH (Direct-to-Home) em alta definição e ultra alta definição para a América do Norte. Irá permitir ao operador DirecTV aumentar de forma significativa a sua oferta, em particular ao aumentar o número de canais 3D e serviços de ‘video on demand‘.
Fabricado pela Space Systems/Loral, o DirecTV-14 é baseado na plataforma SS/L-1300, sendo o 7º satélite lançado pela Arianespace para a DirecTV. O satélite tem as dimensões 8.45 x 2.40 x 2.20 metros e uma envergadura de 32,50 metros em órbita. No lançamento a sua massa é de 6.299,5 kg. O fornecimento de energia é proporcionado por dois painéis solares, sendo a energia armazenada em três baterias de iões de lítio. O seu sistema de propulsão utiliza MMH e MON3, tendo um motor de apogeu de 455 N e 22 propulsores de 22 N para controlo orbital. Utiliza também 
propulsores de plasma SPT-100 de 0,1 N. Em órbita sua estabilização é feita nos três eixos espaciais, sendo conseguida por rotação transversal durante a separação. Transporta 16 repetidores de banda-Ka e 18 repetidores de banda Reversível. O DirecTV-14 ficará colocado na órbita geossíncrona a 99º longitude Oeste, cobrindo os todo o território dos Estados Unidos e Porto Rico. O seu tempo de vida útil deverá ser de 15 anos.
GSAT-16
O programa espacial Indiano foi criado com o intuito de desenvolver tecnologias espaciais independentes para uma variedade de projectos nacionais (transmissão de TV, telecomunicações, meteorologia, gestão dos recursos naturais, etc.). A agência espacial Indiana, ISRO, desenvolveu com sucesso dois sistemas de satélites principais (INSAT e IRS) e duas famílias de lançadores espaciais (PSLV e GSLV).
O ISRO opera uma constelação de dez satélites de comunicações, três satélites de navegação, dois satélites meteorológicos e dez satélites de observação da Terra. Uma sonda Indiana está também a orbitar o planeta Marte. A agência levou a cabo um grande número de projectos, em particular a produção de 71 satélites e a realização de 44 lançamentos, com 40 cargas estrangeiras.
O sistema INSAT (Indian National Satellite), estabelecido em 1983, é um dos maiores sistemas de comunicações domésticos na região da Ásia e Pacífico. Presentemente é composto por dez satélites fornecendo repetidores em bandas-Ku, C, S e C ‘Alargada’.
O satélite GSAT-16 é um satélite de comunicações de multibanda avançado com uma massa de 3182 kg no lançamento. Incluído no sistema INSAT/GSAT, está configurado para transportar um total de 48 repetidores de comunicações – o maior número de repetidores alguma vez transportado por um satélite desenvolvido pelo ISRO – nas bandas-C, C ‘Alargada’ e Ku. O GSAT-16 transporta um farol em banda-Ku para ajudar numa melhor orientação das antenas no solo em direcção ao satélite.
O desenho operacional do satélite excede os 12 anos e a carga de multibanda, com uma potência de 4,6 kW, oferece uma completa e variada gama de serviços na sua área de cobertura. Garante uma continuidade segura dos serviços pelo sistema INSAT, enquanto oferece uma capacidade adicional. O lançamento e as manobras na sua fase orbital inicial são controladas pela estação Indiana de Hassan. O satélite será posicionado na órbita geossíncrona a 55º longitude Este, sendo co-localizado com os satélites GSAT-8, IRNSS-1A e IRNSS-1B.
Baseado na plataforma I-3K, é o 18º satélite do ISRO lançado pela Arianespace. As suas dimensões são 3.10 x 2.00 x 1.77 metros, tendo uma envergadura em órbita de 15,50 metros. A sua carga tem uma potência superior a 5,6 kW e a sua energia é fornecida por painéis solares sendo armazenada em duas baterias de iões de lítio. O seu sistema de propulsão utiliza MMH e MON3 e o seu motor de apogeu tem uma força de 440 N. Em órbita o satélite é estabilizado nos seus três eixos espaciais, senso a sua estabilização conseguida na separação através de uma rotação longitudinal. A bordo transporta 12 repetidores de banda-Ku, 24 repetidores de banda-C e 12 repetidores de banda-C ‘Alargada’. O satélite irá cobrir o subcontinente Indiano.
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 L575 e a missão VA221
A missão VA221 foi o 77º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 6º em 2014, seguindo uma série de 62 voos bem sucedidos consecutivos. Este foi o 21º 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 L575 é o 51º 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 62-C, desenvolvido pela Airbus Defence and Space) e uma carenagem longa (construída pela RUAG Aerospace AB) com uma altura total de 17 metros e um diâmetro de 5,4 metros, o satélite DirecTV-14 ocupou a posição superior colocado sobre um adaptador PAS 1194C (desenvolvido pela Airbus Defence and Space) e o satélite GSAT-16 ocupou a posição inferior colocado sobre um adaptador PAS 1194VS (construída pela RUAG Aerospace AB) no interior do adaptador 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 VA221 era o de colocar os satélites DirecTV-14 e GSAT-16 numa órbita geossíncrona de transferência com um apogeu a 35.786 km de altitude, perigeu a 249,5 km de altitude, inclinação orbital de 6º, argumento do perigeu a 177,988º e longitude do nodo ascendente a -122,002º.
Tendo em conta os adaptadores de carga e a estrutura Sylda-5, a performance total requerida do lançador para a órbita descrita era de 10.194 kg (dos quais 9.481 kg corresponde à carga útil). 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 774.500 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+139,6s a uma altitude de 65,4 km e a uma velocidade relativa de 2,092 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 VA220, a separação da carenagem ocorreu a uma altitude de 108,7 km, 199 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 -983,0 km, apogeu a 160,7 km, inclinação orbital de 6,32º, argumento do perigeu de -43,77º e longitude do nodo ascendente de -121,66º. Este é o tempo de referência H2 e ocorre a H0+539,3s.
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 -2,20º e a longitude do ponto de impacto é registada a 6,94º 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+1.507,2 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 DirecTV-14; estabilização nos três eixos espaciais antes da separação do adaptador Sylda-5; estabilização longitudinal antes da separação do satélite GSAT-16; separação dos satélites DirecTV-14 e GSAT-16, 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
Encontrando-se já no CSG Kourou, o estágio EPC começou a ser preparado para a missão nos dias 6 e 7 de Outubro de 2014, sendo colocado na posição vertical no edifício de integração do lançador. A transferência dois dois propulsores laterais de combustível sólido ocorreu nos dias 7 e 8 de Outubro, tendo a sua integração no lançador ocorrido neste último dia.
O satélite DirecTV-14 chegava a Kourou a 8 de Outubro e a colocação do sistema compósito superior no lançador tinha lugar a 13 de Outubro. A 21 de Outubro ocorria a transferência do GSAT-16 em Kourou e no dia 28 tinha lugar a denominada Launcher Synthesis Control na qual se analisam os preparativos do foguetão lançador que era transferido e aceite pela Arianespace a 12 de Novembro. No dia seguinte o veículo era transferido para o BAF.
O abastecimento do satélite DirecTV-14 ocorria entre 23 e 27 de Outubro, sendo colocado no seu adaptador no dia 28 e transferido para o BAF a 29 de Outubro. A integração com o adaptador Sylda tinha lugar a 30 de Outubro.
Por seu lado, o abastecimento do satélite GSAT-16 ocorria entre 13 e 17 de Novembro, sendo colocado no seu adaptador no dia 22 e transferido para o BAF a 24 de Novembro. A integração com o lançador tinha lugar a 25 de Outubro.
A integração da carenagem de protecção com o adaptador Sylda contendo o satélite DirecTV-14 ocorria a 24 de Novembro e a integração do conjunto DirecTV-14 + PAS 1194C + Sylda-C + carenagem, com o lançador tinha lugar a 26 e 27 de Novembro.
O ensaio geral para o lançamento teve lugar a 28 de Novembro e os sistema do foguetão foram armados a 1 de Dezembro, com a revisão de prontidão para o voo a ter lugar a 2 de Dezembro. No dia 3 o foguetão era transferido para o Complexo de Lançamento ELA3 e procedia-se ao abastecimento da esfera 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 VA220 decorria entre as 2100UTC e as 2151UTC do dia 16 de Outubro, com uma duração de 51 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 VA221 teve lugar às 2039:07UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,30s. A T+12s 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+48s. A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 20s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu a T+3m 19s.
A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+8m 11s e a T+8m 59s 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+9m 5s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+9m 9s. Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 41s e pela estação de Libreville a T+18m 26s e pela estação de Malindi a T+22m 56s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorre a T+25m 7s com o lançador a entrar na fase balística.
Estando colocado na posição superior, o satélite DirecTV14 é o primeiro a separar-se do estágio superior a T+27m 54s. O conjunto é agora formado pelo estágio ESC-A, pelo adaptador Sylda-5 e pelo satélite GSAT-16. Logo após a separação do DirecTV-14, procedia-se à estabilização do conjunto e iniciava-se o procedimento de orientação em preparação da separação do adaptador Sylda-5 que ocorria a T+29m 16s. De seguida iniciava-se a manobra de orientação e estabilização para a separação do satélite GSAT-16 que ocorria às T+32m 20s).
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 15º/s e depois a 45º/s. O tanque de oxigénio era então colocado em modo passivo.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5414
– Lançamento orbital com sucesso: 5065
– Lançamento orbital Arianespace: 242
– Lançamento orbital Arianespace com sucesso: 230
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 233
– Lançamento orbital desde CSG Kourou com sucesso: 224
A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento: 1ª coluna – lançamentos efectuados (lançamentos fracassados); 2ª coluna – lançamentos previstos à data; 3ª coluna – satélites lançados:
Baikonur – 17 (1) / 21 / 24
Plesetsk – 7 / 9 / 11
Dombarovskiy – 2 / 2 / 42
Cabo Canaveral AFS – 16 / 17 / 29
Wallops Island MARS – 3 (1) / 3 / 63
Vandenberg AFB – 3 / 4 / 2
Jiuquan – 8 / 7 / 9
Xichang – 1 / 2 / 1
Taiyuan – 4 / 6 / 6
Tanegashima – 4 / 4 / 18
Kourou – 10 / 11 / 19
Satish Dawan, SHAR – 4 / 4 / 8
Odyssey – 1 / 1 / 1
Palmachim – 1 / 1 / 1
* Valores não precisos
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 32,1% foram realizados pela Rússia; 26,9% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 15,4% pela China; 18,8% pela Arianespace; 5,1% pelo Japão, 5,1% pela Índia, 1,3% por Israel e 1,3% pela Sea Launch.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
07 Dez (0326:00) – CZ-4B Chang Zheng-4B – Taiyuan, LC9/901 – CBERS-4 (Ziyuan-1 (4))
11 Dez (????:??) – Atlas-V/541 – Vandenberg AFB, SLC-3E – NROL-35
16 Dez (0016:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (93550/99551) – Baikonur, LC81 PU-24 – Yamal-401
16 Dez (1931:00) – Falcon-9 v1.1 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Dragon SpX-5 (CRS5); AggieSat-4 (LONESTAR-2A); Bevo-2 (LONESTAR-2B); SERPENS; Flock-1d’1; Flock-1d’2
18 Dez (????:??) – 15A35 Strela – Baikonur, LC175/59 – Kondor-E