O foguetão Europeu Ariane-5ECA levou a cabo mais uma missão comercial bem sucedida ao colocar em órbita dois satélites de comunicações. O lançamento da missão VA238 teve lugar às 2115:07UTC do dia 28 de Junho de 2017 e foi levada a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA (L591) a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou, Guiana Francesa. O lançamento estava inicialmente previsto para as 2059:07UTC, mas foi adiado devido a um problema técnico nos sistemas no solo.
A bordo encontravam-se os satélites Hellas Sat 3-Inmarsat S EAN (HS3-IS/Europasat) e GSat-17, constituindo uma carga total de cerca de 10.177 kg. Os satélites foram colocados numa órbita de transferência geossíncrona com um perigeu a 250 km de altitude, apogeu de 35.786 km de altitude e inclinação orbital de 3º.
O satélite Hellas Sat 3-Inmarsat S EAN (HS3-IS/Europasat) foi construído pela Thales Alenia Space para a Inmarsat e a ArabSat (HellasSat), sendo baseado na plataforma Spacebus-4000C4. Está equipado com uma carga de comunicações em banda-S, 44 repetidores de banda-Ku e um repetidor de banda-Ka. O satélite fará a cobertura da Europa, Médio Oriente e países sub-saharianos. A sua massa é de cerca de 5.780 kg e as suas dimensões são 5,5 x 2,0 x 2,2 metros (na sua configuração de lançamento). O seu tempo de vida útil será de mais de 15 anos e estará estacionado na órbita geossíncrona a 39º longitude Este.
Construído pela ISRO e operado pela Insat, o GSat-17 é baseado na plataforma I-3K. Está equipado com 24 repetidores de banda-C, dois repetidores alargados inferiormente de banda-C, 12 repetidores alargados superiormente de banda-C, 2+2 repetidores MMS, e faróis DRT e SAS&R. O satélite fará a cobertura da Índia, Médio Oriente e regiões do Sul da Ásia. Tem uma massa de 3.477 kg e as suas dimensões são 3,1 x 1,7 x 2,0 metros. O seu tempo de vida útil será de 15 anos, estando estacionado na órbita geossíncrona a 93,5º longitude Este.
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 L591 e a missão VA238
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 Hellas Sat 3-Inmarsat S EAN ocupa a posição superior, colocado sobre um adaptador ACU (desenvolvido pela RUAG Space). Por seu lado, o satélite GSat-17 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 VA238
O início da campanha para a missão VA238 teve lugar a 17 de Maio de 2017 com a realização de uma reunião entre todos os elementos intervenientes nos preparativos para o lançamento. Dois dias antes, havia chegado ao CSG Kourou, o satélite GSat-17, tendo sido transportado para as instalações do edifício S5C. O satélite seria inspeccionado no dia 17. 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 a 18 de Maio. Ainda neste dia dava-se a transferência dos propulsores laterais de combustível sólido EAP1 e EAP2. A integração dos EAP ocorria a 20 de Maio. A 23 de Maio procedia-se ao posicionamento do estágio ESC-A com o VEB e neste mesmo dia chegava ao CSG Kourou o satélite Hellas Sat 3-Inmarsat S EAN, sendo transportado para as instalações de processamento S5C. O satélite seria inspeccionado a 2 de Junho.
As operações de abastecimento do satélite Hellas Sat 3-Inmarsat S EAN decorriam entre 6 e 9 de Junho, enquanto que as operações de abastecimento do satélite GSat-17 decorriam entre 7 e 13 de Junho.
No dia 12 de Junho, o lançador era transferido do edifício de integração BIL (edifício de integração do lançador) para o edifício de montagem final BAF (edifício de montagem final).
A 14 de Junho o Hellas Sat 3-Inmarsat S EAN era integrado no seu adaptador de carga nas instalações S5B e no dia seguinte era transferido para o edifício de montagem final BAF. A 16 de Junho era integrado no adaptador Sylda e neste mesmo dia o GSat-17 era integrado no seu adaptador de carga. O processo de colocação do satélite Hellas Sat 3-Inmarsat S EAN no interior da carenagem de protecção decorria a 17 de Junho e o Gsat-17 era transferido para o edifício BAF neste mesmo dia, sendo integrado no veículo lançador a 19 de Junho.
A 19 de Junho decorria também a inspecção final do motor HM-7B do lançador. A 20 de Junho procedia-se à finalização da integração dos satélites e sua verificação.
O ensaio geral para o lançamento teve lugar a 22 de Junho e o veículo foi armado para a missão no dia seguinte. 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 26 de Junho. No dia 27 de Junho 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 VA238 decorria entre as 2059UTC e as 2216UTC do dia 28 de Junho.
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 VA238 teve lugar às 2115:07UTC 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). A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 19s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu a T+3m 17s.
A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+7m 41s e a T+8m 52s 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 58s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+9m 2s.
Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 33s. 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 59s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorre a T+25m 4s.
A separação do Hellas Sat 3-Inmarsat S EAN ocorre a T+28m 17s e a separação do adaptador Sylda ocorre a T+29m 58s. A separação do GSat-17 ocorre a T+41m 47s. A missão comercial VA238 termina a T+39m 1s.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5639
– Lançamento orbital Arianespace: 42
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 684
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo em 2017: 10,0% foram realizados pelos Estados Unidos (incluindo ULA – 100,0% (4) e Orbital ATK – 0,0%); 17,5% (7) pela China; 15,0% (6) pela Rússia; 17,5% (7) pela Arianespace; 10,0% (4) pela Índia; 7,5% (3) pelo Japão e 22,5% (9) pela SpaceX.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
02 Jul (????:??) – CZ-5 Chang Zheng-5 (Y2) – Wenchang, LC101 – SJ-18 Shijian-18
03 Jul (2335:00) – Falcon-9 – CE Kennedy, LC-39A – Intelsat-35e
14 Jul (0636:00) – 14A14-1A Soyuz-2-1A/Fregat-M (Т15000-018/122-02) – Baikonur, LC31 PU-6 – Kanopus-V-IK; Flying Laptop; WNISAT-1R; TechnoSat; NORSAT-1; NORSAT-2; CICERO-1; CICERO-2; CICERO-3; Corvus-BC 1; Corvus-BC 2; Perseus-O 1; Perseus-O 2; Perseus-O 3; Perseus-O 4; Mayak; MKA-N1; MKA-N2; Flock-2k (1) a (48); Iskra-MAI-85; Ecuador UTE-YuZGU
15 Jul (????:??) – CZ-3C Chang Zheng-3C/YZ-1 – Xichang – Beidou-3M1; Beidou-3M2
24 Jul (????:??) – 8K82KM Proton-M/Briz-M – Baikonur, LC81 PU-24 – Blagovest n.º 11L