Um novo sucesso marcou mais uma missão da empresa Europeia Arianespace que levou a cabo o lançamento de dois novos satélites de comunicações. O lançamento teve lugar a 10 de Novembro de 2015 às 2134:07UTC e foi levado a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA (L581) na missão VA227 a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou.
Todas as fases do lançamento decorreram como previsto e os satélites Arabsat-6B (Badr-7) e GSAT-15 foram colocados nas respectivas órbitas de transferência para a órbita geossíncrona onde chegarão utilizando os seus próprios meios de propulsão.
A carga da missão VA227
A bordo do Ariane-5ECA na missão VA227 encontravam-se os satélites de comunicações Arabsat-6B (Badr-7) e GSAT-15.
Fundada em 1976 pela Liga de Estados Árabes para proporcionar aos seus clientes uma variedade de serviços de comunicações por satélite, a Arabsat é a líder de mercado no Médio Oriente, 
Península Árabe e Norte de África. A Arabsat possuí uma frota de cinco satélites localizados em três posições orbitais: o Arabsat-5C (20º Este), Arabsat-5A (30,5º Este) e os satélites Badr-4, Badr-5 e Badr-6 (26º Este).
O satélite Arabsat-6B é o nono satélite da Arabsat a ser colocado em órbita pela Arianespace desde que o Arabsat-1A foi lançado na missão V12, a 8 de Fevereiro de 1985, por um foguetão Ariane-3. O satélite foi desenvolvido pela Airbus Defence and Space e pela Thales Alenia Space sob a designação Arabsat-6B e será operado sob a designação Badr-7.
Sendo o primeiro satélite da 6ª geração de satélites Arabsat, o Arabsat-6B irá expandir a capacidade orbital desta empresa na sua posição para serviços de DTV e de telecomunicações, e irá proporcionar serviços de banda larga em banda-Ka com cobertura regional. 
O satélite irá cobrir o Médio Oriente, o continente Africano e a Ásia central, utilizando sete antenas. Excepcionalmente, o satélite irá também transportar uma carga Ka para a EMC.
O Arabsat-6B é construído tendo por base a plataforma Eurostar E3000 LS e está equipado com um sistema de propulsão química. O sistema de fornecimento de energia é composto por um gerador solar com duas asas, cada uma sendo composta por quatro painéis de 3 metros de comprimento, equipados com células solares de AsGa. Uma vez em órbita, a envergadura do satélite será de 30,75 metros. Tal como as baterias de iões de lítio que a Airbus Defence and Space foi a primeira a utilizar num satélite comercial há mais de 10 anos, este tipo de gerador solar tornou-se a solução de referência na plataforma Eurostar. O Arabsat-6B transporta um sistema de controlo de energia para o seu controlo e distribuição.
As dimensões do Arabsat-6B são 3,91 x 2,90 x 2,35 metros e a sua massa no lançamento é de 5.799 kg. O satélite está equipado com 27 repetidores de banda-Ku e 24 repetidores de banda-Ka. Na separação do estágio ESC-A, o satélite é estabilizado com rotação em torno do seu eixo longitudinal, sendo estabilizado nos três eixos espaciais em serviço operacional. O seu tempo de vida útil é de 15 anos.
O sistema INSAT (Indian National Satellite), estabelecido em 1983, é um dos maiores sistemas de comunicações domésticas por satélite na região da Ásia e Pacífico. Presentemente, é composto por 12 satélites fornecendo repetidores em banda-Ku, C, S e C ‘Alongada’.
O satélite GSAT-15 é um satélite avançado de multi-banda tendo uma massa de 3.165 kg no lançamento e que será introduzido no sistema INSAT/GSAT. O GSAT-15 está configurado para transportar um total de 24 repetidores de banda-Ku. O GSAT-15 transporta também um farol de banda-Ku para auxiliar a localizar com precisão as antenas no solo em direcção ao satélite.
No mesmo sentido dos satélites GSAT-8 e GSAT-10, o GSAT-15 transporta uma carga GAGAN (GPS Aided GEO Augmented Navigation) projectado para melhorar a precisão do sistema GNSS.
O GSAT-15 terá uma vida operacional de 12 anos e a sua carga de multi-banda, com uma potência de 4,6 kW, oferece uma variedade completa de serviços na sua área de cobertura. O novo satélite é posicionado a 93,5º longitude Este na órbita geossíncrona, «ao lado» dos satélites Insat-4B e Insat-3A, eventualmente substituindo-os e assim assegurando as ofertas da ISRO nesta posição orbital.
O GSAT-15 é baseado na plataforma I-3K e as suas dimensões são 3,95 x 2,00 x 1,77 metros, tendo uma envergadura de 15,50 metros.
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 L581 e a missão VA227
A missão VA227 foi o 83º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 6º em 2015, seguindo uma série de 68 voos bem sucedidos consecutivos. Este foi o 27º 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 L581 é o 57º 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 67-A, desenvolvido pela Airbus Defence and Space SAS) e uma carenagem longa (construída pela RUAG Aerospace AG) com uma altura total de 17 metros e um diâmetro de 5,4 metros, o satélite Arabsat-6B (Badr-7) ocupou a posição superior colocado sobre um adaptador PAS 1194C Variant-A (desenvolvido pela Airbus Defence and Space SA) e o satélite GSAT-15 ocupou a posição inferior colocado sobre um adaptador PAS 1194VS (construída pela pela RUAG Aerospace AB) no interior do 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 VA227 era o de colocar os satélites Arabsat-6B (Badr-7) e GSAT-15 numa órbita geossíncrona de transferência com um apogeu a 35.786 km de altitude, perigeu a 247,1 km de altitude, inclinação orbital de 4º, argumento do perigeu a 178º e longitude do nodo ascendente a -121,950º.
Tendo em conta os adaptadores de carga e a estrutura Sylda-5, a performance total requerida do lançador para a órbita descrita era de 9.812 kg. 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 774.600 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 90º 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+142,1s a uma altitude de 66,3 km e a uma velocidade relativa de 2,015 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 VA227, a separação da carenagem ocorreu a uma altitude de 110,8 km, 204 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 -1.052,4 km, apogeu a 172,9 km, inclinação orbital de 6,30º, argumento do perigeu de -44,80º e longitude do nodo ascendente de -120,60º. Este é o tempo de referência H2 e ocorre a H0+538,2s.
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 -2,60º e a longitude do ponto de impacto é registada a 6,53º 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+1.495,9 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 Arabsat-6B (Badr-7); estabilização nos três eixos espaciais antes da separação do adaptador Sylda-5; estabilização longitudinal antes da separação do satélite GSAT-15; separação dos satélites Arabsat-6B (Badr-7) e GSAT-15, 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 15 fases elementares que incluem a separação dos dois satélites e do adaptador Sylda-5.
Preparativos para o lançamento
O estágio EPC começou a ser preparado para a missão no dia 21 de Setembro de 2015, sendo removido do modo de preservação e colocado na posição vertical no edifício de integração do lançador. A transferência dos dois propulsores laterais de combustível sólido ocorreu nos dias 21 e 22 de Setembro, tendo a sua integração no lançador ocorrido no dia 23. Os preparativos com o sistema compósito superior começaram a 25 de Setembro com a elevação do estágio ESC-A e a integração da secção de equipamento do lançador.
O satélite GSAT-15 chegava a Kourou a 28 de Setembro, enquanto que o Arabsat-6B (Badr-7) chegava ao centro espacial Europeu a 2 de Outubro.
No dia 13 de Outubro tinha lugar a denominada Launcher Synthesis Control na qual se analisam os preparativos do foguetão lançador. O foguetão lançador era aceite pela Arianespace a 16 de Outubro e transferido do BIL para o BAL no dia 22.
Entre 12 e 17 de Outubro decorreram as operações de abastecimento do satélite Arabsat-6B (Badr-7) enquanto que as operações de abastecimento do satélite GSAT-15 decorreram entre 23 e 27 de Outubro.
A 20 de Outubro o Arabsat-6B (Badr-7) era integrado com o seu adaptador, sendo de seguida realizados os testes funcionais do satélite. Este era transferido para o BAF no dia 21, sendo integrado no adaptador Sylda a 22 de Outubro. No dia 28 de Outubro o satélite GSAT-15 era integrado no seu adaptador de carga, sendo transferido para o edifício de integração final a 29 de Outubro e integrado com o lançador no dia 30. Entretanto, a 24 de Outubro, dava-se a integração da carenagem de protecção no adaptador Sylda com o satélite Arabsat-6B (Badr-7). Os trabalhos de integração do sistema compósito (Arabsat-6B (Badr-7) + PAS 1194C Variant-A + Sylda-A + carenagem) no lançador decorreram a 2 de Novembro.
O ensaio geral para o lançamento teve lugar a 4 de Novembro e os sistemas do foguetão foram armados a 5 e 6 de Novembro, com a revisão de prontidão para o voo a ter lugar neste último dia. No dia 9 de Novembro o foguetão era transferido para o Complexo de Lançamento ELA3, iniciando-se o abastecimento das esferas 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 VA227 decorria entre as 2134UTC e as 2217UTC do dia 10 de Novembro, tendo uma duração de 43 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 VA227 teve lugar às 2134:07UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,30s. A T+12,98s termina o voo vertical e iniciava-se a manobra de inclinação (terminando a T+22,6s) e a T+17,1s iniciava-se a manobra de rotação do lançador em torno do seu eixo longitudinal (esta manobra terminava a T+32,1s). O lançador atinge a velocidade do som (Mach 1) a T+49,9s. A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 23s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu a T+3m 24s.
A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+7m 55s e a T+8m 58s 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 4s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+9m 8s. Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 35s. O veículo atinge a altitude mínima a T+14m 44s (150,5 km). Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação de Libreville a T+18m 20s e pela estação de Malindi a T+23m 5s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorre a T+24m 56s com o lançador a entrar na fase balística a uma altitude de 667,4 km.
Estando colocado na posição superior, o satélite Arabsat-6B (Badr-7) é o primeiro a separar-se do estágio superior. A manobra de orientação para a separação ocorre a T+25m 1s. A separação do Arabsat-6B (Badr-7) ocorre a T+27m 17s. O conjunto é agora formado pelo estágio ESC-A, pelo adaptador Sylda-5 e pelo satélite GSAT-15. Logo após a separação do Arabsat-6B (Badr-7), procede-se à estabilização do conjunto e iniciava-se o procedimento de orientação em preparação da separação do adaptador Sylda-5 que ocorre a T+30m 48s. De seguida (T+30m 57s) iniciava-se a orientação para as manobras de remoção que tinham lugar, juntamente com o aumento do perigeu a T+33m 18s. O início da orientação para a separação do GSAT-15 ocorria a T+39m 59s e a separação do satélite ocorria às T+43m 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 45º/s e o tanque de oxigénio era então colocado em modo passivo.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5494
– Lançamento orbital com sucesso: 5142
– Lançamento orbital Arianespace: 244
– Lançamento orbital Arianespace com sucesso: 235
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 253
– Lançamento orbital desde CSG Kourou com sucesso: 241
– Lançamento orbital desde CSG Kourou em 2015: 10
Ao se referir a ‘lançamentos com sucesso’ significa um lançamento no qual algo atingiu a órbita terrestre, o que por si só pode não implicar o sucesso do lançamento ou da missão em causa (como foi o caso do lançamento do Progress M-27M).
A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento (os valores referentes aos lançamentos por parte da China não são precisos).
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 27,3% foram realizados pela Rússia; 24,2% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 21,2% pela China; 15,2% pela Arianespace; 4,5% pelo Japão, 6,1% pela Índia e 1,5% pelo Irão.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
17 Nov (????:??) – 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat-M (76012227 (?)/????-??) – GIK-1 Plesetsk, LC43/3 – EKS n.º 1 ‘Tundra’
21 Nov (????:??) – CZ-3B Chang Zheng-3B/G2 – Xichang, LC2- LaoSat-1
24 Nov (0623:00) – H-2A/204 (F29) – Tanegashima, Yoshinobu LP1 – Telstar 12 VANTAGE
?? Nov (????:??) – CZ-4B Chang Zheng-4B – Taiyuan, LC9 – GF-10 Gaofen-10
1 Dez (0415:00) – Vega (VV06) – CSG Kourou, ZLV – LISA Pathfinder