No seu segundo lançamento em 2017, o foguetão Vega colocou em órbita com sucesso dois satélites a partir do CSG Kourou. O lançamento a partir do Complexo ZLV teve lugar às 0158:33UTC do dia 2 de Agosto de 2017 e foi levado a cabo pelo foguetão Vega (VV10).
A bordo do lançador ligeiro da Arianespace estavam os satélites Venµs (VENUS) e SHALOM (OPSAT-3000).
O VENµS (VENUS, Vegetation and Environment Monitoring New Micro-Satellite) é um microssatélite de observação da Terra que foi construído em conjunto pela França e Israel tendo como objectivo a monitorização e observação precisa da agricultura e do ambiente. O satélite é baseado no modelo TECSAR e tem uma massa de 264 kg. Deverá operar por um período de 4,5 anos.
O satélite tira partido do mesmo modelo desenvolvido pelo IAI para o satélite TechSAR, bem como um motor de propulsão eléctrica baixa força desenvolvido pela empresa Rafael. O acordo entre o CNES e a Agência Espacial Israelita também incluiu a empresa Elop Electro-Optics Industries Ltd., de Israel, para o desenvolvimento de uma carga de observação multi-espectral para a missão. Inicialmente desenvolvida em cooperação com a Alemanha para um projecto da União Europeia que nunca se concretizou, a câmara Elop contém 12 bandas espectrais e uma resolução de conco metros.
As dimensões do satélite são 4,4 x 1,7 x 1,2 metros com uma envergadura de 4,4 metros com os painéis solares abertos.
O satélite SHALOM (Spaceborne Hyperspectral Applicative Land and Ocean Mission), ou OPTSAT-3000, é um satélite de reconhecimento óptico de alta-resolução que será operado pelo Ministério da Defesa de Itália tendo sido adquirido a Israel. O satélite é baseado no modelo IMPS-2 e tem uma massa de 368 kg. Deverá estar operacional durante mais de 7 anos.
As dimensões do satélite são 4,58 x 3,35 x 1,2 metros.
Lançamento da missão VV10
Após abandonar rapidamente a plataforma de lançamento, o foguetão Vega inicia um breve voo horizontal na fase inicial da ignição dos três estágios iniciais que tem uma duração de 6 minutos e 30 segundos. A separação do primeiro estágio ocorre a T+1m 57s, com o segundo estágio a entrar em ignição logo de seguida. O final da queima e separação do segundo estágio ocorre a T+3m 40s e a ignição do terceiro estágio ocorre a T+4m 3s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+4m 8s. O final da queima do terceiro estágio ocorre a T+6m 42s, separando-se de seguida. O sistema compósito superior, que inclui o estágio AVUM, o adaptador de carga e o satélite, estão num voo balístico até T+7m 52s, altura em que se inicia a primeira das ignições do estágio AVUM.
A primeira queima tem uma duração de cerca de sete minutos, iniciando-se a T+7m 52s e terminando a T+14m 9s. Segue-se uma fase balística de cerca de 26 minutos, com a segunda queima do AVUM a ter uma duração de cerca de dois minutos entre T+40m 37s e T+42m 2s. A separação do OPTSAT-3000 ocorre a T+42m 49s.
O estágio AVUM irá ainda realizar uma terceira ignição antes da separação do adaptador VUP e do satélite VENµS. A separação do VUP ocorre a T+52m 4s e a terceira ignição do AVUM decorre entre T+53m 5s e T+54m 3s. Uma quarta ignição ocorre entre T+1h 35m 20s e T+1h 36m 24s. A separação do VENµS ocorre a T+1h 37m 17s. O AVUM executa uma nova queima para se afastar do VENµS entre T+1h 47m 19s e T+1h 48m 37s.
O foguetão Vega
O foguetão Vega preenche uma lacuna na frota de lançadores da Arianespace que é já composta pelo europeu Ariane-5ECA e pelo russo Soyuz-ST. Com o foguetão Vega a empresa de lançamentos europeia fica assim com a capacidade de colocar em órbita pequenos satélites não estando dependente de oportunidades de 
lançamento nos outros dois foguetões.
História do programa
O desenvolvimento do foguetão Vega (Vettore Europeo di Generazione Avanzata) teve as suas origens no princípio dos anos 90 do Século XX, quando foram levados a cabo estudos para investigar a possibilidade de complementar a família de lançadores Ariane com um veículo lançador de pequena carga utilizando a tecnologia de combustíveis sólidos do Ariane.
O lançador começou como um conceito nacional italiano. Em 1988 a empresa BPD Difesa y Spazio propôs um veículo à agência espacial italiana ASI para substituir o reformado foguetão Scout de fabrico norte-americano por um novo lançador tendo por base o motor Zéfiro desenvolvido pela empresa a partir dos conhecimentos ganhos no desenvolvimento do Ariane. Após cerca de dez anos de actividades de definição e de consolidação, a agência espacial italiana e a industria italiana propuseram o lançador Veja como um projecto europeu tendo por base no seu próprio know-how em propulsão sólida obtido a partir do desenvolvimento e produção dos propulsores laterais de combustível sólido (PAP) do foguetão Ariane-4 e dos componentes dos propulsores laterais (EAP) do foguetão Ariane-5.
Em Abril de 1998 o Conselho da ESA aprovou uma resolução que autorizava as actividades de pré-desenvolvimento. Como resultado foi escolhida a presente configuração com o primeiro estágio que também poderia servir como um propulsor lateral melhorado para o Ariane-5. O Programa Vega foi aprovado pela Comissão do Programa Ariane da ESA a 27 e 28 de Novembro de 2000, e o projecto oficialmente iniciado a 15 de Dezembro desse ano quando sete países subscreveram a declaração.
Inicialmente o foguetão Vega deveria estar operacional a partir de 2007 desde o Centro Espacial de Guiana, na Guiana Francesa, a partir do complexo de lançamento ELA-1 que foi utilizado pelo foguetão Ariane-1 e posteriormente reabilitado. A empresa ELV S.p.A. está encarregue do desenvolvimento e produção do novo foguetão. A produção do foguetão Vega e a sua capacidade de lançamento são adaptadas de tal forma a permitir pelo menos quatro lançamentos por ano.
A produção do foguetão Vega beneficia da reutilização de uma parte já desenvolvida no âmbito de outros programas bem como de novos e avançados subsistemas, componentes e materiais. Graças a esta lógica o alvo de fiabilidade do desenho do lançador foi estabelecido num nível superior de 98% com um nível de confiança de 60%. Tendo em conta os objectivos do desenho e o extensivo programa de qualificação, prevê-se que a fiabilidade de voo do novo lançador irá satisfazer o mercado comercial.
Descrição do sistema de lançamento
A Arianespace oferece um sistema de lançamento completo incluindo o veículo lançador, as instalações de lançamento e os serviços associados.
O foguetão Vega consiste primariamente de um sistema compósito inferior composto por três estágios de propulsão sólida e um módulo AVUM (Attitude and Vernier Upper Module) reiniciável, e um sistema compósito superior que inclui uma carenagem de protecção e um sistema de adaptação e dispensador com um sistema de separação.
Performance do lançador
A performance geral apresentada é expressa em termos da massa da carga incluindo a massa da carga no lançamento, o sistema de lançamento duplo ou múltiplo (se for o caso) e o adaptador de carga. Os cálculos da performance foram realizados tendo em conta que existe uma reserva suficiente no AVUM para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade de 99,7%. A capacidade de propolente do AVUM é também suficiente para a saída de órbita ou para a transferência para uma órbita segura, caso necessário; o fluxo aerotérmico a quando da separação da carenagem e segundo fluxo aerotérmico é inferior ou igual a 1.135 W/m2. O aumento deste valor iria melhorar a performance do lançador ao permitir uma separação da carenagem mais cedo ou a adaptação do perfil de ascensão; os valores de altitude são dados tendo em conta uma Terra esférica com um raio de 6.378 km; o voo orbital é realizado com uma sequência de atitude standard e duração, com provisões de telemetria standard e serviços eléctricos à carga; a trajectória de voo tem em conta os requisitos de segurança do CSG.
Perfis de missão típicos
Um perfil de voo típico consiste nas seguintes três fases: Fase I – ascensão dos três primeiros estágios do lançador até a uma trajectória elíptica baixa (perfil sub-orbital); Fase II – transferência do estágio superior e carga para a órbita inicial pela primeira queima do AVUM, voo orbital passivo e manobras orbitais pelo estágio AVUM para entrega da carga na órbita final; Fase III – saída de órbita do AVUM ou manobras de descarte orbital.
O perfil de voo para os três primeiros estágios será optimizado para cada missão. Este perfil será baseado nos seguintes eventos de voo: a) voo do 1º estágio com a ascensão vertical inicial, manobra de arfagem programada e um voo de incidência zero; b) voo de incidência zero do 2º estágio; c) voo do 3º estágio, separação da carenagem e injecção numa trajectória sub-orbital.
Os perfis de ascensão típicos dos três estágios Vega e a sequência de eventos associados são mostrados no quadro na página seguinte. É também representada uma trajectória típica na segunda imagem e um exemplo dos parâmetros de voo durante a ascensão.
A separação da carenagem de protecção pode ter lugar em alturas diferentes dependendo dos requisitos do fluxo aerotérmico sobre a carga. Tipicamente, a separação tem lugar entre os 200 e os 260 segundos após a ignição devido às limitações do fluxo aerotérmico.
Após a separação do 3º estágio na trajectória sub-orbital que múltiplas ignições do AVUM são utilizadas para transferir a carga para uma grande variedade de órbitas intermédias ou finais, fornecendo as necessárias alterações de plano orbital e elevação orbital. Podem ser fornecidas até cinco reignições do AVUM para atingir a órbita final ou para transportar as cargas para diferentes órbitas. Adicionalmente, na primeira queima, o estágio AVUM pode fornecer a compensação até 3s erros acumulados durante o voo inicial dos três estágios.
Após a separação da carga e após o adiamento temporal necessário para fornecer uma distância segura entre o AVUM e os satélites, o estágio superior executa uma manobra de saída de órbita ou manobra de descarte orbital. Esta manobra é levada a cabo com uma queima adicional do motor principal do AVUM. Os parâmetros da órbita «segura» ou da reentrada atmosférica serão escolhidos de acordo com os regulamentos internacionais sobre os detritos espaciais e serão coordenadas com o utilizador durante a análise da missão.
Dados gerais de performance
Missões para órbita circular incluindo órbita polar e OSS
Os satélites de observação da Terra, satélites meteorológicos e satélites científicos irão beneficiar da capacidade do foguetão Vega para os transportar directamente para órbitas sincronizadas com o Sol, órbitas circulares ou para órbitas com diferentes inclinações.
A missão típica do foguetão Vega inclui um perfil de ascensão dos três primeiros estágios e três queimas do AVUM realizadas da seguinte forma: a) A primeira queima do AVUM destina-se a uma transferência para uma órbita elíptica intermédia com uma altitude de apogeu igual ao valor alvo; b) Uma segunda queima do AVUM para circularização da órbita, e; c) Uma terceira queima do AVUM para descarte orbital ou manobra de descarte.
Os dados de performance do lançador para missões para órbitas circulares com diferentes inclinações e altitudes entre os 300 km e os 1.500 km são apresentados na figura seguinte.
Missões para órbitas elípticas
A capacidade de reignição do AVUM oferece uma maior flexibilidade para atingir um variado leque de órbitas elípticas. Uma missão típica do lançador Veja incluí uma ascensão sub-orbital com os três primeiros estágios e duas ou três queimas do AVUM da seguinte forma: a) Uma primeira queima para transferir para uma órbita inicial, seguida de uma fase não propulsiva até um ponto correspondente ao argumento do perigeu da órbita elíptica alvo; b) Uma segunda queima do AVUM para uma órbita elíptica intermédia com uma altitude de apogeu igual ao valor alvo, e; c) Uma terceira queima do AVUM para elevar o perigeu para o valor requerido.
Em alguns casos, quando é necessária uma altitude mais baixa do perigeu, a missão será reduzida a duas queimas do AVUM.
Missões de escape
Os dados de performance para missões de escape do campo gravitacional terrestre são uma função do parâmetro C3 (o quadrado da velocidade no infinito)
Precisão da injecção orbital
A precisão do lançador Vega é principalmente determinada pela performance do estágio AVUM capaz de proporcionar correcções de erro devido ao voo dos três estágios iniciais. Na seguinte tabela são apresentados dados conservadores da precisão dependendo do tipo de missão. A precisão específica de cada missão será calculada como parte da análise de cada missão.
Duração da missão
A duração da missão desde a ignição até à separação dos satélites na órbita final depende do perfil de missão seleccionado, parâmetros orbitais específicos, precisão da injecção, e das condições de visibilidade das estações terrestres a quando da separação. Tipicamente, os eventos críticos da missão tais como separação da carga são 
levados a cabo nas zonas de visibilidade das estações terrestres. Isto permite a recepção de informação sobre eventos relevantes em tempo quase real, estimativa a bordo dos parâmetros orbitais, e condições de separação. As durações típicas de várias missões (sem os constrangimentos de visibilidade da separação dos satélites) são apresentadas na tabela seguinte. A duração da missão será determinada como parte da análise detalhada da missão, tendo em conta a disponibilidade das estações no solo e a visibilidade.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5644
– Lançamento orbital Rússia: 3206
– Lançamento orbital desde Baikonur: 1471
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo em 2017: 9,1% foram realizados pelos Estados Unidos (incluindo ULA – 100,0% (4) e Orbital ATK – 0,0%); 15,9% (7) pela China; 18,2% (8) pela Rússia; 18,2% (8) pela Arianespace; 9,1% (4) pela Índia; 6,8% (3) pelo Japão e 22,7% (10) pela SpaceX.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
11 Ago (0500:00) – H-2A/204 (F35) – Tanegashima, Yoshinubo LP1 – QZS-3 Michibiki-3
13 Ago (1700:00) – Falcon-9 – CE Kennedy, LC-39A – Dragon SpX-12 (CRS-12); Dellingr; ASTERIA; LAICE; RBLE; OPAL; OSIRIS-3U; HARP; OPEN; Overview-1A
17 Ago (????:??) – 8K82KM Proton-M/Briz-M – Baikonur, LC81 PU-24 – Blagovest n.º 11L
18 Ago (1156:00) – Atlas-V/401 (AV-074) – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – TDRS-M
24 Ago (1850:00) – Falcon-9 – Vandenberg AFB, SLC-4E – FORMOSAT-5