A empresa europeia Arianespace realizou o lançamento da missão VV23 colocando em órbita dez satélites, na primeira missão do lançador Vega desde Novembro de 2021 e na sua penúltima missão.
O lançamento teve lugar às 0136UTC do dia 9 de Outubro de 2023 e foi levado a cabo a partir do Complexo de Lançamento ZLV do CSG Kourou, Guiana Francesa.
Todas as fases do lançamento decorreram como previsto, porém dois dos satélites transportados não se separaram. Os satélites ESTCube-2 e ANSER-Leader permaneceram acoplados ao estágio AVUM, reentrando com este na atmosfera terrestre no final da missão.
A carga da missão VV23
O satélite de observação da Terra, THEOS-2, constituia a carga principal desta missão onde também foi transportado o satélite TRITON e os CubeSats PROBA V-CC, CSC-1 e CSC-2, MACSAT, ANSER-A (ANSER Leader), ANSER-B (ANSER Follower 1) e ANSER-C (ANSER Follower 2), ESTCube-2, N3SS e o PRETTY.
O satélite THEOS-2, também denominado “Thailand Earth Observation System – 2 Main VHR Satellite”, é o primeiro satélite da segunda geração do sistema de observação terrestre de alta resolução da Tailândia, sendo o sucessor do satélite THEOS-1 da primeira geração.
Em Junho de 2018 a agência tailandesa Geo-Informatics and Space Technology Development Agency (GISTDA) assinou um contrato com a Airbus para o desenvolvimento e construção dos satélites THEOS-2. Como parte do contrato, foi acordado um programa abrangente de capacitação de engenheiros tailandeses no desenvolvimento de um sistema integrado 
de geoinformação, segmento terrestre e dois satélites de observação da Terra: um de altíssima resolução e um pequeno sistema de satélites. O pequeno sistema de satélite da SSTL, subsidiária da Airbus, será montado e testado na Tailândia por engenheiros nacionais para assim proporcionar transferência de tecnologia e envolver fornecedores locais.
Com uma massa de 471 kg e baseado na plataforma AstroBus-300 (AstroBus-S) da Airbus, o THEOS-2 está equipado com um sistema óptico que fornece imagens com resolução no solo de 0,5 metros. Com o THEOS-2, a Tailândia junta-se a um pequeno círculo de nações com acesso soberano a informações geoestratégicas de altíssima resolução. O tempo de vida útil do THEOS-2 é de 10 anos.
Desenvolvido pela Agência Espacial de Taiwan (TASA), o satélite TRITON (também designado “FORMOSAT-7R”) é um novo satélite para a constelação FORMOSAT 7 / COSMIC-2 desenvolvida em conjunto com os Estados Unidos. O satélite tem uma 
massa de 241 kg e um tempo de vida útil de 5 anos.
O satélite transporta uma carga útil de reflectometria GNSS, quatro componentes principais, incluindo o computador de bordo (OBC), unidade de controle de energia (PCU), receptor GPS (GPSR) e giroscópio de fibra óptica (FOG), bem como um módulo de demonstração do sistema de controlo de reacção (RCS- DM). O TRITON serve como plataforma para qualificar componentes e explorar aplicações científicas avançadas.
Os dados, recolhidos pelo GNSS-R, podem ser utilizados para calcular a velocidade do vento sobre a superfície do mar e terão um impacto positivo na previsão de tufões.
O TRITON foi projectado para se assemelhar ao seu equivalente ne missão FORMOSAT-7 (entretanto cancelada), a fim de alcançar a máxima compatibilidade para operações de lançamento e missão. No entanto, a arquitetura eléctrica, os principais componentes, o software de voo, as estruturas dos satélites e os instrumentos de carga útil são inteiramente projetados e desenvolvidos pela TASA.
O satélite PROBA-V-CC (Project for On-Board Autonomy – Vegetation – Companion CubeSat) é um CubeSat-12U com a missão de tranbsportar uma versão mais pequena do instrumento de monitorização da vegetação que foi transportado a bordo do satélite PROBA-V, realizando observações experimentais em conjunto com o seu predecessor.
Sendo operado pela Agência Espacial Europeia, o satélite foi desenvolvido pela Aerospacelab com a OIP Space Systems a ser responsável pelo fornecimento do sistema de observação espectral. Como parte deste esforço, o PROBA-V-CC alberga uma versão do sistema Vegetation com um único telescópio, tendo este equipamento sobredo do desenvolvimento do Proba-V. Assim, as duas missões irão realizar observações conjuntas para avaliar o desempenho do instrumento numa versão mais pequena e menos dispensiosa.
O PROBA-V-CC tem um tempo de vida útil de um ano e a sua massa é de 18 kg.
Os CubeSat CSC-1 e CSC-2 (CubeSat Carrier) são dois CubeSat-6U construídos e operados pela ISISPACE, com cada um a transportar várias experiências de diferentes clientes.
O satélite CSC-1 é um CubeSat-6UXL com multi-carga IOD, que permite as operações de quatro cargas, sendo estas um sensor e seguidor estelar em miniatura para a determinação de atitude, fornecido pela Solar MEMS Technologies (Espanha); o sistema HCSADCS (High-accuracy CubeSat Attitude Determination and Control System) para controlo e determinação de atitude com alta precisão fornecido pela Universidade KU Leuven (Bélgica) que também forneceu um sensor estelar com precisão de segundo de arco, além de uma experiência (In Orbit Flight eXperiment) para determinar os efeitos da radiação no voo orbital.
O satélite CSC-2 é um CubeSat-6UXL com multi-carga IOD, que permite as operações de três cargas: a SRM (Spacepix Radiation Monitor) para a monitorização da radiação espacial fornecida pela Aerospace s.r.o (Republica Checa); um sensor estelar com precisão de segundo de arco para a caracterização dos ruídos de baixa frequência no sistema de medição magnética do LISA e que foi fornecido pela Universidade de Cádiz (Espanha); e o PJP (Plasma Jet Pack) para a medição do plasma fornecido pela COMAT (França).
Ambos os satélites estão equipados com um sistema de propulsão a gás (I2T5) da ThrustMe, baseado num propelente sólido on a solid propellant (0,390 kg de Iodo), armazenado num tanque não pressurizado.
Também designado “Finch-1” e baseado no factor de forma CubeSat-6U, o satélite MACSAT é uma missão inovadora que visa demonstrar serviços avançados de IoT 5G. Será capaz de processar um grande número de dispositivos habilitados para 5G através de frequências estratégicas de satélite que são comuns com dispositivos móveis terrestres. É uma missão de pequeno porte liderada pela OQ Technology como contratante principal e financiada pelo Governo do Luxemburgo através de um contrato da ESA no programa Espacial Nacional do Luxemburgo (LuxIMPULSE).
O satélite será usado para testar algoritmos avançados de IoT 5G e também abrirá caminho para a qualificação de chips 5G NB (banda estreita)-IoT existentes para implantação comercial via satélite. Também fará parte da constelação da OQ Technology para oferecer serviços de conectividade comercial.
O MACSAT foi construído pelo integrador de missão lituano e fabricante de pequenos satélites NanoAvionics, que também lidou com a contratação e logística de lançamento. A carga útil foi desenvolvida pela OQ Technology. O operador 5G IoT também é responsável pela gestão geral, aquisição de satélites e operações da missão.
Os satélites ANSER (Advanced Nanosatellite Systems for Earth observation Research) são CubeSat-3U desenvolvidos pelo INTA (Instituto Nacional de Tecnica Aerospacial), Espanha, com a missão a consistir de três satélites que trabalham em conjunto numa missão comum de observação da Terra, tendo objectivos científicos e tecnológicos, nomeadamente o estudo e monitorização da qualidade dos reservatórios de água na Península Ibérica e o desenvolvimento de tecnologias chave para a resolução de problemas associados às missões espaciais complexas baseadas em conjuntos de satélites.
O satélite ANSER Leader emcabeçaria o conjunto de três satélites e transportava uma câmara pancromática em miniatura. Este satélite não se separou do estágio AVUM e acabaria por reentrar na atmosfera terrestre no final da missão do último estágio do lançador. Os satélites ANSER Follower 1 ANSER Follower 2 transportan uma câmara hiperespectral Fragmented Cinclus (400 nm – 850 nm).
Desenvolvido pela Fundação Estudantil de satélites da Universidade de Tartu, Estónia, o ESTCube-2 era um CubeSat-3U destinado à demonstração tecnológica e observação da Terra. Este satélite não se separou do estágio AVUM e acabaria por reentrar na atmosfera terrestre no final da missão do último estágio do lançador.
O objetivo principal do projecto ESTCube-2 seria o de proporcionar aos alunos de formação superior e do ensino médio a experiência práctica no desenvolvimento de tecnologia espacial.
A bordo do ESTCube-2 seriam testadas quatro tecnologias inovadoras: a tecnologia de travagem de plasma será testada na ionosfera da Terra para retirar o satélite da órbita no final de sua missão; serão testados sistemas avançados e realizados testes de barramento, nos quais se encontra um rastreador de estrelas em miniatura, um módulo de impulso de gás frio e uma experiência de rádio para determinar a posição do satélite, além de sistemas convencionais; duas câmaras de observação da Terra do Observatório de Tartu e que foram projetadas para medir o índice de vegetação NDVI na Terra e operam em dois comprimentos de onda diferentes; o satélite irá testar materiais anticorrosivos de película fina.
O CubeSat-3U N3SS (Nanosat 3U pour la Surveillance du Spectre) é um satélite de demonstração tecnológica desenvolvido para realizar vigilância planetária do espectro de radiofrequência civil nas bandas L e S, e para analisar fontes de interferência. O objetivo é também fornecer validação em órbita do projeto de um satélite muito pequeno e de massa reduzida desenvolvido usando a abordagem de baixo custo. A sua missão terá uma duração de um ano.
O segmento de voo é baseado num CubeSat-3U com forte herança da plataforma EyeSat. É equipado com um protótipo de instrumento de carga útil miniaturizado. O Centro Nacional de Estudos Espaciais, França, é o responsável pelo desenvolvimento do sistema e do satélite e também pelas suas operações de voo. A U-Space é o contratante principal para o desenvolvimento da plataforma e do satélite AIT/AIV.
Desenvolvido e operado pelo consórcio PRETTY, o CubeSat-3U PRETTY (Passive REflecTomeTry and dosimetrY) transporta duas cargas úteis.
A sua carga primária é composta por um reflectómetro passivo na Banda L5 (1176,45 MHz) para GPS e Galileo, sendo a sua carga secundária um sistena de monitorização de radiação para medições TID (Dose Ionizante Total) e SEE (Efeito de Evento Único).
O consórcio PRETTY é composto pela: ESA IOD (In Orbit Demonstrator), Beyond Gravity (Viena, Áustria) como contratante principal, a Technische Universität Graz (Áustria) para o desenvolvimento do modelo de satélite e sistema AIT (baseado na plataforma OPS-SAT da ESA) e os Seibersdorf Laboratories (Áustria).
Lançamento da missão VV23
O início da contagem decrescente final tinha lugar a T-9h 10m, 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 inicia um breve voo horizontal na fase inicial da ignição dos três estágios iniciais que tem uma duração de 6 minutos e 33 segundos. A separação do primeiro estágio ocorre a T+1m 55s. O segundo estágio entra em ignição 1 segundo depois. O final da queima e separação do segundo estágio ocorre a T+3m 39s e a ignição do terceiro a T+3m 51s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 57s.
O final da queima do terceiro estágio tem lugar a T+6m 30s, separando-se de seguida. O sistema compósito superior, que inclui o estágio AVUM, o adaptador de carga e o satélite, entram num voo balístico até T+8m 5s, altura em que se inicia a primeira das ignições do estágio AVUM.
Após a primeira queima do AVUM, o conjunto encontra-se numa órbita de parqueamento até à sua segunda ignição que ocorre a T+51m 47s. A separação dos satélites THEOS-2 e TRITON ocorre a T+54m 22s.
A terceira ignição do estágio AVUM ocorre a T+1h 0m 35s e a quarta ignição a T+1h 42m 49s. A separação dos restantes satélites ocorre a T+1h 43m 58, com o AVUM a realizar a sua quinta e última ignição a T+1h 50m 23s para se afastar das cargas.
A Arianespace
A Arianespace foi fundada em 1980 sendo a primeira empresa de serviços e soluções de lançamentos orbitais. É subsidiária do ArianeGroup que detém 74% das suas acções, sendo o restante detido por 17 outras empresas ligadas à industria Europeia de lançamentos espaciais.
Desde a sua fundação, a Arianespace assinou mais de 530 contratos de lançamento de satélites, tendo colocados em órbita mais de 570 satélites. Mais de metade dos satélites comerciais agora em serviço em torno do planeta foram colocados em órbita pela Arianespace.
As actividades da empresa ocorrem em todo o mundo, tendo a sua sede em Evry, França; o centro espacial de Kourou, Guiana Francesa, onde estão situadas as plataformas de lançamento do lançador Ariane, Soyuz e Vega; e escritórios em Washington D.C., Tóquio e Singapura. A Arianespace disponibiliza serviços de lançamentos aos operadores de satélites em todo o mundo, incluindo empresas privadas e agências governamentais.
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.