Uma nova missão da Arianespace colocou em órbita com sucesso dois satélites de comunicações a partir da Guiana Francesa. O lançamento teve lugar às 2205:00UTC do dia 11 de Setembro de 2014 e foi levado a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA (L573) na missão VA218 a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou.
Originalmente previsto para ter lugar às 2132UTC do dia 28 de Maio de 2014, o lançamento foi adiado por várias vezes para 3 de Junho, depois para 6 de Junho e sendo adiado sem uma data específica a 26 de Maio. Os adiamentos ficaram a dever-se a problemas técnicos com o satélite Optus-10 que teve de ser enviado de volta para o seu fabricante. A 6 de Junho a Measat anunciava que o lançamento teria lugar em Setembro e a 12 de Agosto era anunciada a data de 11 de Setembro como a nova data de lançamento.
No dia do lançamento, este estava previsto para as 2121UTC mas foi adiado por duas vezes devido a problemas técnicos.
A bordo do Ariane-5ECA na missão VA218 encontravam-se os satélites Measat-3b (Jabiru-2) e Optus-10.
O satélite Measat-3b será operado pela Measat na posição orbital 91,5º longitude Este, estando co-localizado com os satélites Measat-3 e Measat-3a. Juntos, os satélites irão fornecer o mais robusto ambiente DTH (Direct-to-home) por satélite de toda a Ásia. O Mesat-3b é capaz de operar 48 repetidores de banda-Ku e será utilizado para suportar a demanda para serviços de vídeo e de dados na Malásia, Índia, Indonésia e Austrália.
O Measat-3b é o 36º satélite Eurostar E3000. Dois outros satélites deste tipo deverão ser colocados em órbita dentro em breve, enquanto outros nove satélites estão presentemente em distintas fases de produção nas fábricas da Airbus Defence and Space.
O 39º satélite construído pela Airbus Defence and Space e confiado à família de lançadores Ariane, o Mesat-3b é construído em torno da versão de dois andares da plataforma Eurostar E3000. Está equipado com um sistema de propulsão químico e o sistema de fornecimento de energia é composto por um gerador solar com duas asas solares consistindo de quatro painéis de 4 metros equipado com células de AsGa. A envergadura do satélite uma vez em órbita será de cerca de 40 metros. Da mesma forma que as baterias de iões de lítio foram introduzidas pela Airbus Defence and Space a cerca de 10 anos trás nos satélites de comunicações comerciais, este tipo de gerador solar tornou-se uma referência na Eurostar. O Measat-3b está equipado com dois disjuntares de energia e duas montagens PSR para regulação e distribuição do fornecimento de energia.
No lançamento a massa do Measat-3b era de 5.897 kg, e as suas dimensões são 6,66 x 2,35 x 2,82 metros, tendo uma envergadura em órbita de 39,40 metros. O satélite transporta 48 repetidores de banda-Ku e o seu tempo de vida em órbita deverá ser de 15 anos. A sua estabilização é feita por rotação transversal na separação e por estabilização nos três eixos espaciais uma vez em órbita. Parte da capacidade de comunicação será operada com a designação Jabiru-2.
A Optus tem sido o líder no fornecimento de serviços de comunicações por satélite à Austrália e à Nova Zelândia durante cerca de trinta anos. É um único fornecedor australiano de serviços deste tipo a possuir e operar a sua própria frota de satélites. Fundada em 1981 com a designação de AUSSAT, a companhia encomendou o seu primeiro satélite em 1982, com o Aussat-1 a ser colocado em órbita em Agosto de 1986. O Optus-10 é o décimo satélite a ser colocado em órbita para a empresa australiana. A AUSSAT foi rebaptizada com a designação Optus quando foi privatizada em 1991 e em 2001 a SingTel comprou a Optus que actualmente possui uma frota de cinco satélites a operar a partir de quatro posições orbitais (152ºE, 156º E, 160ºE e 164ºE). O Optus-10 é o sexto satélite lançado pela Arianespace para a Optus.
Desenvolvido pela Space Systems/Loral e baseado na plataforma LS-1300, o Optus-10 tinha uma massa de 3.969,6 kg no lançamento. As suas dimensões são, 5,10 x 3,10 x 3,10 metros e em órbita tem uma envergadura de 24,73 metros. A bordo transporta 24 repetidores de banda-Ku e o seu tempo de vida em órbita deverá exceder os 15 anos. O satélite irá servir para cobrir a Austrália e ilhas, Nova Zelândia e o Antárctico.
A sua estabilização é feita por rotação transversal na separação e por estabilização nos três eixos espaciais uma vez em órbita.
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 L571 e a missão VA216
A missão VA218 foi o 75º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 4º em 2014, seguindo uma série de 60 voos bem sucedidos consecutivos. Este foi o 18º 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 L573 é o 48º 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 59-A, 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 Measat-3b ocupou a posição superior colocado sobre um adaptador PAS 1194VS (desenvolvido pela RUAG Aerospace AB) e o satélite Optus-10 ocupou a posição inferior colocado sobre um adaptador PAS 1194C 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 VA218 era o de colocar os satélites Measat-3b e Optus-10 numa órbita geossíncrona de transferência com um apogeu a 35.786 km de altitude, perigeu a 249,8 km de altitude, inclinação orbital de 6º, argumento do perigeu de 178º e longitude do nodo ascendente de -120,083º.
Tendo em conta os adaptadores de carga e a estrutura Sylda-5, a performance total requerida do lançador para a órbita descrita era de 10.098 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 774.400 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+140s a uma altitude de 65,5 km e a uma velocidade relativa de 2,009 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 VA216, a separação da carenagem ocorreu a uma altitude de 111,0 km, 203 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 são atingidas as seguintes características orbitais: apogeu a 167,6 km de altitude, perigeu a -1.000,6 km de altitude, inclinação orbital de 6,19º, argumento do perigeu de -43,76º e longitude do nodo ascendente de -120,055º. Este é o tempo de referência H2 e ocorre a H0+536,1s.
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 -2,40º e a longitude do ponto de impacto é registada a 4,87º 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+1.511,1 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 Measat-3b; estabilização nos três eixos espaciais antes da separação do adaptador Sylda-5; estabilização longitudinal antes da separação do satélite Optus-10; separação dos satélites Measat-3b e Optus-10, 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.
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 VA218 decorria entre as 2121UTC e as 2223UTC do dia 11 de Setembro, com uma duração de 62 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 às 2114UTC (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 do 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 VA218 teve lugar às 2205UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,30s. A T+12,55s 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). O foguetão Ariane-5ECA atingia a velocidade do som a T+48m 42s. A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 21s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu a T+3m 23s.
A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+7m 51s e a T+8m 56s 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 2s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+8m 6s e os dados telemétricos do lançador deixavam de ser recebidos pela estação de Natal a T+12m 11s, começando a ser recebido pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 26s e pela estação de Libreville a T+18m 11s (depois dos dados deixarem de ser recebidos na Ilha de Ascensão a T+17m 56s). Entretanto, o ponto de altitude mínima na trajectória (a 150,8 km) é atingido a T+14m 41s. A estação de Malindi começava a receber a telemetria do Ariane-5ECA a T+22m 56s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorria a T+25m 11s com o lançador a entrar na fase balística a uma altitude de 650,4 km.
Estando colocado na posição superior, o satélite Measat-3b seria o primeiro a separar-se do estágio superior. O procedimento para a separação do satélite iniciava-se a T+25m 16s com a orientação do conjunto. O Measat-3b separa-se às 2231UTC (T+26m 54s). O conjunto é agora formado pelo estágio ESC-A, pelo adaptador Sylda-5 e pelo satélite Optus-10. Logo após a separação do Measat-3b, procedia-se à estabilização do conjunto e iniciava-se o procedimento de orientação em preparação da separação do adaptador Sylda-5 (T+27m 4s) que ocorria a T+28m 41s. De seguida (T+28m 51s) iniciava-se a manobra de orientação (T+32m 21s) e estabilização (T+24m 2s) para a separação do segundo satélite que ocorria às 2239UTC (T+34m 26s).
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 (T+34m 36s) 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 (T+41m 22s) e depois a 45º/s (T+45m 10s). O tanque de oxigénio era colocado em modo passivo a T+47m 28s e o início do modo passivo para o ESC-A dava-se a T+50m 51s.
Dados estatísticos
– Lançamento orbital: 5389
– Lançamento orbital com sucesso: 5041
– Lançamento orbital Arianespace: 231
– Lançamento orbital Arianespace com sucesso: 222
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 240
– Lançamento orbital desde CSG Kourou com sucesso: 228
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 – 12 (1) / 23 / 20
Plesetsk – 5 / 10 / 9
Dombarovskiy – 1 / 4 / 37
Cabo Canaveral AFS – 12 / 20 / 24
Wallops Island MARS – 2 / 3 / 64
Vandenberg AFB – 3 / 5 / 2
Kauai TF – 0 / 2 / 0
Jiuquan – 1 / 3* / 1
Xichang – 0 / 5* / 0
Taiyuan – 2 / 5* / 4
Tanegashima – 2 / 4 / 13
Kourou – 8 / 12 / 15
Satish Dawan, SHAR – 2 / 5 / 2
Odyssey – 1 / 1 / 1
Palmachim – 1 / 1 / 1
* Valores não precisos
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 31,5% foram realizados pela Rússia; 31,5% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 9,3% pela China; 14,8% pela Arianespace; 3,7% pelo Japão, 5,6 % pela Índia, 1,9% por Israel e 1,9% pela Sea Launch.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
16 Set (2140:00) – Atlas-V – Cabo Canaveral AFS, SLC-41 – CLIO
25 Set (2022:00) – 11A511U-FG Soyuz-FG (050) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz TMA-14M (Союз ТМА-14М)
27 Set (2024:00) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (93547/99549) – Baikonur, LC81 PU-24 – Luch (Луч) / Olymp (Олимп)
27 Set (????:??) – 14A14-1A Soyuz-2-1a/Fregat-M – GIK-1 Plesetes, LC43/4 – Meridian-17L
29 Set (????:??) – Falcon-9 v1.1 (F8) – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Dragon SpX-4 (CRS4); SpinSat; Arkyd-3