A empresa italiana Avio SpA realizou o seu primeiro lançamento orbital de 2026 ao colocar em órbita o satélite SMILE, uma missão conjunta entre a Agência Espacial Europeia e a Academia de Ciências da China destinada a uma melhor compreensão da relação entre o Sol e a Terra ao medir o vento solar e a sua interacção dinâmica com a magnetosfera.
O lançamento teve lugar às 0352:10UTC do dia 19 de Maio de 2026 e foi realizado pelo foguetão Vega-C (VV29/VC07) a partir da ELV do CSG Kourou, Guiana Francesa. A carga total foi de 2.250 kg.
O SMILE
O SMILE (Solar wind Magnetosphere Ionosphere Link Explorer) é uma missão conjunta da Agência Espacial Europeia (ESA) e da Academia Chinesa de Ciências (CAS) que visa aprofundar o conhecimento sobre a ligação Sol-Terra através da medição do vento solar e da sua interação dinâmica com a magnetosfera.
O satélite irá recolher dados de detecção remota (raios X) das cúspides da magnetosfera terrestre, da magnetopausa e da onda de choque, além de fornecer imagens simultâneas da aurora boreal (UV) da Terra e medições in situ coordenadas (plasma e magnetismo). Estes dados irão complementar e ampliar os dados localizados fornecidos pelos observatórios terrestres e espaciais existentes, incluindo as missões Cluster e Swarm da ESA e a missão Magnetospheric Multiscale Mission (MMS), da NASA.
Na sua configuração de lançamento, a sonda SMILE é constituída por uma plataforma de 3,15 m de altura e um módulo de carga útil. No topo da plataforma, o módulo de carga útil alberga os quatro instrumentos científicos que serão utilizados para estudar a interação entre o vento solar e o campo magnético terrestre. A ESA forneceu o módulo de carga útil e o lançador, e a Academia Chinesa de Ciências (CAS) forneceu a plataforma de satélite.
A plataforma é estabilizada nos três eixos espaciais e fornece os recursos necessários para a missão, além de elevar a órbita da órbita de inserção para a órbita científica. Na base da estrutura, o subsistema de propulsão da plataforma possui quatro tanques de combustível de 350 litros que alimentam um motor capaz de gerar 490 N de impulso. Quando os depósitos de combustível estão cheios, o peso total da estrutura será de aproximadamente 2.200 kg. A função do subsistema de propulsão é impulsionar a SMILE para uma órbita altamente elíptica e inclinada (HEO) após a separação do lançador. Esta órbita levará a SMILE a uma altitude máxima de 121.000 km acima da Terra, o suficiente para permitir a obtenção de imagens do limite do campo magnético terrestre.
A estrutura da plataforma é feita de uma sanduíche de alumínio com armações de fibra de carbono. Suporta dois painéis solares implantáveis com uma área combinada de 5,8 m² que alimentam um conjunto de baterias de lítio-ferro com uma capacidade total de 60 Ah. Dois sensores estelares e doze propulsores de 10 N são utilizados para o controlo de atitude, e duas antenas transmitirão telecomandos e dados de manutenção do satélite para as estações terrestres. Uma única placa sanduíche de alumínio em forma de colmeia, com 20 mm de espessura e dimensões de 1 m por 1 m, forma a cobertura superior da plataforma e a placa de base do módulo de carga útil.
O módulo de carga útil transporta três instrumentos: dois sistemas de observação que operam nos comprimentos de onda ultravioleta (UVI, Ultraviolet Imager) e de raios X (SXI, Soft X-ray Imager), e um instrumento in situ (MAG, MAGnetometer) para medir o campo magnético do vento solar. Os sistemas de observaçãos UVI e SXI estão montados na plataforma principal, enquanto os dois sensores do MAG serão posicionados a 80 cm de distância um do outro ao longo de uma haste extensível de 3 m de comprimento para reduzir a influência dos campos magnéticos gerados pela nave espacial. O quarto instrumento medirá os iões do vento solar (LIA, Light Ion Analyser) e os seus sensores serão montados na plataforma.
A estabilização nos três eixos espaciais permite que os sistemas de observação SXI e UVI apontem continuamente para os seus alvos na magnetosfera e na aurora. No entanto, como isto requer apontar perto da direcção da Terra, é necessário um deflector para proteger os CCD do SXI da poluição luminosa indesejada, elevando a altura total do SXI para 95 cm. Os dados científicos recolhidos pelos quatro instrumentos serão transmitidos a partir do módulo de carga útil utilizando uma antena de banda X.
A órbita escolhida é altamente elíptica e altamente inclinada e leva o SMILE a um terço do caminho até à Lua no apogeu (uma altitude de 121.182 km, ou 19 RE). Este tipo de órbita permite que o SMILE passe grande parte do seu tempo (cerca de 80%, o equivalente a nove meses do ano) a grande altitude, sendo possível à sonda recolher observações contínuas durante períodos mais longos. Esta órbita limita também o tempo passado nos cinturões de Van Allen de alta radiação e nos dois cinturões toroidais.
A página oficial (ESA) da missão pode ser acedida aqui e aqui (CAS).
Lançamento da missão VV29
A campanha de lançamento teve início a 19 de Fevereiro de 2026 com a revisão dos procedimentos e a transferência do estágio P80 para a plataforma de lançamento. Na preparação para o lançamento seguiu-se a integração da secção interestágio entre o primeiro e segundo estágio. Posteriormente, dá-se a integração do estágio Z23 e finalmente a integração do estágio Z9.
O satélite SMILE chega à Guiana Francesa a 26 de Fevereiro, sendo removido do seu contentor de transporte e transferido para as instalações de processamento S5B do Porto Espacial Europeu. O seu abastecimento ocorreria a 18 de Março.
A 25 de Março o satélite era acoplado ao adaptador de carga e a 26 de Março era colocado no interior da carenagem de protecção (estas são as operações de encapsulamento, isto é, de colocação do sistema compósito superior – carga e estágio AVUM – no interior da carenagem de protecção).
O sistema compósito é transferida para o Complexo de Lançamento ZLV a 30 de Março e integrada no lançador (dia 31).
A 15 de Maio ocorre a revisão dos preparativos para o lançamento e os preparativos finais do lançador (testes funcionais do lançador), seguindo-se o ensaio geral do lançamento e a armação do estágio Z23/Z9 e do AVUM.
O início da contagem decrescente final tinha lugar a T-9h 10m (18 de Maio), seguindo-se a activação da Unidade Multi-Funcional a T-6h 0m. A activação do Sistema de Referência Inercial ocorria a T-5h 40m, na mesma altura em que se iniciava a activação do sistema de transmissão de telemetria do foguetão Vega. A Unidade Principal de Segurança do lançador era activada a T-5h 10m.
A remoção dos dispositivos de segurança ocorre a T-4h 50m e a T-4h 40m era activado o computador de bordo e carregado o programa de voo. O alinhamento do Sistema de Referência Inercial e verificações ocorriam a T-4h 30m. O processo de remoção da estrutura móvel de acesso ao lançador iniciava-se a T-3h 15m, sendo um procedimento que tem uma duração de 45 minutos. O alinhamento do Sistema de Referência Inercial e verificações após a remoção da estrutura móvel de acesso ao lançador ocorriam a T-2h 25m. A activação do sistema de transmissão de telemetria após a remoção da estrutura móvel de acesso ao lançador ocorria a T-1h 15m, na mesma altura em que eram activados os transponders e receptores.
Os sistemas do lançador estão prontos para a missão a T-50m e o relatório meteorológico final antes do lançamento é emitido a T-10m. O início da sequência sincronizada de lançamento ocorre a T-4m.
Após abandonar rapidamente a plataforma de lançamento, o foguetão Vega-C inicia um breve voo vertical na fase inicial da ignição dos três estágios iniciais que tem uma duração de cerca de 7 minutos e 20 segundos.
O foguetão Vega-C
O foguetão Vega-C (Vega-Consolidated) representa a primeira evolução do foguetão Vega. Tem um comprimento de 34,8 metros, diâmetro máximo de 3,8 metros e uma massa de 210.000 kg no lançamento, conseguindo colocar uma carga de 2.200 kg numa órbita polar a 700 km de altitude.
Utilizando uma nova variedade de adaptadores de carga, o Vega-C consegue acomodar cargas de diferentes forma e tamanhos, desde vários pequenos satélites com uma massa de 1 kg até um único satélite com uma massa muito superior. Outros desenvolvimentos e melhorias irão alargar as capacidades do Vega-C para incluir operações em órbita e missões de regresso à Terra utilizando o veículo Space Rider da Agência Espacial Europeia.
Os países que participaram no desenvolvimento do Vega-C foram a Áustria, Bélgica, República Checa, França, Alemanha, Irlanda, Itália, Países Baixos, Noruega, Roménia, Espanha, Suécia e Suíça.
O foguetão Vega veio preencher uma lacuna na frota de lançadores da Arianespace. 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 lançador consiste primariamente de um sistema compósito inferior composto por três estágios de propulsão sólida e um módulo superior reiniciável, e um sistema compósito superior que inclui uma carenagem de protecção e um sistema de adaptação e dispensador com um sistema de separação.
O foguetão Vega-C tem por base o foguetão Vega. É composto por quatro estágios, sendo três à base de combustível sólido e um quarto estágio (estágio superior) que está equipado com um motor capaz de múltiplas ignições e consome propelentes líquidos. A carga é protegida por uma carenagem.
A carenagem em forma de ogiva do Vega-C tem um diâmetro de 3,3 metros e um comprimento superior a 9 metros. Construída em compósito polimérico de fibra de carbono, esta estrutura protege os satélites das forças acústicas, térmicas e aerodinâmicas durante o lançamento e na ascensão inicial.
O estágio superior AVUM+ (Attitude Vernier Upper Module) garante o controlo de atitude e um preciso posicionamento orbital, sendo projectado para permanência prolongada no espaço. O AVUM+ tem uma massa de propelente de 740 kg e o seu motor principal proporciona uma força média de 2,45 kN. A capacidade de reignição do AVUM+ permite ao Vega-C atingir uma variedade de órbitas para a separação de múltiplas cargas numa única missão. Tipicamente, os propulsores realizam uma, duas ou mais queimas para atingir as órbitas pretendidas. Após a separação das cargas, o estágio realiza uma última queima para se remover da órbita terrestre, realizando assim uma reentrada destrutiva na atmosfera terrestre.
O terceiro estágio Zefiro-9, deriva do foguetão Vega, e queima 10.000 kg de propelente sólido.
O segundo estágio é propulsionado pelo novo motor Zefiro-40 (Z40) que contém cerca de 36.000 kg de propelente sólido, fornecendo uma força média de 1.100 kN.
O motor P120C do primeiro estágio é um dos maiores motores de combustível sólido monolítico de fibra de carbono alguma vez desenvolvido. O seu desenvolvimento foi baseado em novas tecnologias derivadas do motor P80, utilizado no foguetão Vega, para fornecer um aumento significativo na força durante a fase inicial do lançamento. O P120C será também utilizado como propulso lateral para o foguetão Ariane-6, criando assim uma oportunidade para o aumento da produção ao ser utilizado em dois lançadores ao mesmo tempo.
Perfis de missão típicos
Um perfil de voo típico consiste em 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.
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 3.º 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 realizada com uma queima adicional do motor principal do AVUM+. Os parâmetros da órbita «segura» ou da reentrada atmosférica serão escolhidos conforme os regulamentos internacionais sobre os detritos espaciais e serão coordenadas com o utilizador durante a análise da missão.
As capacidades de missão do Vega-C
A variedade de adaptadores de carga do Vega-C torna-o num lançador muito flexível e capaz de responder às necessidades do mercado.
O dispensador de carga Small Spacecraft Mission Service (SSMS) irá permitir missões partilhadas dedicadas. O SSMS pode ser configurado para acomodar qualquer combinação de CubeSats com uma massa de 1 kg até pequenos satélites de 400 kg; desde o satélite maior com pequenos companheiros, até múltiplos satélites, ou dezenas de Cubesats individuais.
O adaptador de carga Vespa-C, utilizado para acomodar dois «passageiros» com uma massa acima dos 400 kg, tira partido do grande colume disponível no interior da carenagem do Vega-C.
Por seu lado, o adaptador Vampire será utilizado para grandes cargas singulares com possíveis combinações com pequenas cargas colocadas no dispensador SSMS.
O sistema Space Rider será lançado no Vega-C e irá utilizar as capacidades do estágio superior AVUM+ para fornecer operações em órbita para uma capacidade de retorno de carga.
Os desenvolvimentos a decorrer para um estágio superior Vega Electrical Nudge Upper Stage (Venus) que irá fornecer uma capacidade de transferência orbital a satélites para prolongar o seu mercado com a colocação em órbita de constelações de satélites, missões lunares e serviços em órbita.
Futuras evoluções do sistema de lançamento Vega irão aumentar a sua competividade para lá de 2025 oferecendo uma família de configurações tendo por base vários blocos.
Imagens: ESA, Boletim Em Órbita