A empresa Europeia Arianespace levou a cabo o lançamento de cinco satélites utilizando o seu foguetão de propulsão sólida Vega.
O lançamento do Vega (VG07) na missão VV07 teve lugar às 01:43:35UTC do dia 16 de Setembro de 2016 a partir da Zona de Lançamento Vega (ZLV) do CSG Kourou, Guiana Francesa.
A missão foi finalizada com sucesso com os cinco satélites a serem colocados na respectivas órbitas com o PerúSAT-1 a ficar colocado numa órbita com um perigeu a 667 km, apogeu a 684 km e inclinação orbital de 98,2º, e os restantes satélites numa órbita com um perigeu a 491 km, apogeu a 508 km e inclinação orbital de 97,4º.
A carga da missão VV07
A bordo da missão VV07 seguiram os satélites PerúSAT-1, SkySat-Gen2 2-2, SkySat-Gen2 2-3, SkySat-Gen2 2-4 e SkySat-Gen2 2-5. O satélite PerúSAT-1 estava montado num adaptador CUH, enquanto que os satélites SkySat-Gen2 estavam montados num adaptador CUB. Ambos os adaptadores encontravam-se no VESPA (Vega Secondary Payload Adaptor).
O PerúSAT-1 é o primeiro satélite de observação da Terra do Perú desenvolvido no âmbito de um acordo entre os governos do Perú e da França. O lançamento do PerúSAT-1 é levado a cabo ao abrigo de um contrato com Airbus Defence and Space por parte da Agência Espacial do Perú (CONIDA).
O PerúSAT-1 é um potente satélite de observação óptica equipado com um sistema de alta-resolução (0,7 metros) e com um sensor óptico de carbeto de silício de última geração.
Construído pela Airbus Defence and Space em Toulouse, França, tendo por base uma plataforma AstroBus-S e um instrumento NAOMI, o satélite irá operar numa órbita a 695 km de altitude sincronizada com o Sol. No lançamento a sua massa é de cerca de 430 kg e as suas dimensões são 1,0 x 1,0 x 1,7 metros. O seu tempo de vida útil é de 10 anos.
Os satélites SkySat-Gen2 2-2, SkySat-Gen2 2-3, SkySat-Gen2 2-4 e SkySat-Gen2 2-5 (também designados SkySat-4, SkySat-5, SkySat-6 e SkySat-7, respectivamente) são os primeiros destes micro-satélites a serem colocados em órbita pela Arianespace para a empresa Terra Bella, um operador comercial de satélites de observação da Terra.
A Terra Bella é uma companhia da Google que utiliza dados espaciais para resolver problemas na Terra. Os novos quatro satélites aumentam a actual constelação orbital composta por três satélites – fazendo crescer a constelação e permitindo à empresa o auxílio a companhias para a resolução de problemas que afectam os seus negócios, gerando pontos de vista sobre importantes desafios que afectam a economia global, o ambiente e problemas humanitários.
Os novos satélites serão utilizados para fornecer mapas de alta-resolução (inferior a um metro) de todo o planeta. Inicialmente, os satélites irão fornecer uma cobertura global uma vez por dia, eventualmente aumentando esta capacidade para várias vezes por dia.
Os satélites foram desenvolvidos pela Space Systems/Loral (SS/L), Palo Alto – Califórnia, cada satélite tem uma massa de cerca de 110 kg e as suas dimensões são 0,60 x 0,60 x 0,95 metros. Irão operar em órbitas sincronizadas com o Sol a uma altitude de 500 km.
Campanha de lançamento
A campanha para o lançamento da missão VV07 teve início a 1 de Junho de 2016 com a transferência do estágio P80 para a zona de lançamento e a revisão por parte da Arianespace dos diferentes aspectos da campanha. No dia 7 de Junho, procedeu-se à integração do interestágio (que permite a ligação entre o primeiro e o segundo estágio), seguindo-se a integração do estágio Z23 no dia 8 de Junho e do estágio Z9 no dia 14 de Junho. O AVUM foi integrado no lançador a 20 de Junho. O denominado controlo de sintese teve lugar a 18 de Junho, analisando-se os sistemas do lançador.
No dia 5 de Agosto chegava a Kourou o satélite PerúSAT-1, iniciando-se de seguida os seus preparativos nas instalações S3B. Os satélites SkySat-Gen2 chegavam a Kourou no dia 12 de Agosto e após serem transferidos para as instalações S5, iniciaram-se os seus preparativos para o lançamento. Estes quatro satélites começavam a ser abastecidos com os propelentes para as suas manobras orbitais a 19 de Agosto nas instalações S5B. Por seu lado, o PerúSAT-1 seria abastecido nas instalações S3B a 22 de Agosto.
No dia 25 de Agosto iniciava-se a integração dos dois primeiros satélites SkySat-Gen2 nas instalações S5B e no mesmo dia o PerúSAT-1 era integrado no seu adaptador de carga nas instalações S3B. Os restantes satélites SkySat-Gen2 eram integrados a 26 de Agosto.
O PerúSAT-1 seria colocado no interior do VESPA a 29 de Agosto. Neste mesmo dia, os satélites SkySat-Gen2 eram transferidos das instalações S5B para as instalações S3B onde seriam integrados no VESPA a 30 de Agosto. Neste dia tinha lugar a inspecção final do lançador.
A carga da missão VV07 era colocada no interior da carenagem de protecção a 31 de Agosto, com os trabalhos a serem finalizados no dia seguinte.
No dia 2 de Setembro o sistema compósito superior (carenagem juntamente com a carga) era transportado das instalações S3B para a zona de lançamento, sendo integrado no foguetão Vega a 5 de Setembro.
Entre os dias 8 e 10 de Setembro ocorreram as operações de abastecimento do RACS (Roll and Attitude Control Subsystem) e do AVUM. O AVUM era pressurizado a 12 de Setembro, realizando-se o ensaio final de lançamento. No dia 13 de Setembro o lançador era armado, bem como a carenagem de protecção.
No dia 14 de Setembro teve lugar a revisão final para o lançamento, procedendo-se aos preparativos finais do lançador e à inspecção final da carenagem.
A contagem decrescente final para o lançamento teve início a T-9h 0m . A activação da unidade MFU (Multi-Functional Unit) teve início a T-5h 50m, seguindo-se a T+5h 30m a activação do sistema de referência inercial IRS (Inertial Reference System) ao mesmo tempo que se procedia ao início da transmissão de telemetria por parte do lançador. A unidade de salvaguarda SMU (Safeguard Master Unit) era activada a T-5h 0m.
A remoção dos dispositivos de segurança ocorria a T-4h 40m e a activação do computador de bordo do Vega bem como a introdução do programa de voo ocorriam a T-4h 30m. O alinhamento do sistema de referência inercial e sua verificação tinha lugar a T-4h 20m. A estrutura móvel de acesso so foguetão Vega era removida para uma distância de 45 metros a T-3h 3m. Após a remoção desta estrutura é necessária um novo alinhamento do sistema de referência inercial a T-2h 15m.
A activação do transmissor de telemetria após a remoção da estrutura móvel de acesso ao lançador tinha lugar a T-1h 15m. Nesta altura procedia-se também à activação dos repetidores e receptores.
O sistema do lançador está pronto para o lançamento a T-40m e a T-10m é emitido o último relatório meteorológico antes do lançamento. O início da sequência sincronizada ocorre a T-4m.
A ignição do primeiro estágio P80 ocorre a T+0s, ocorrendo a sua separação a T+1m 54s, na mesma altura em que ocorre a ignição do segundo estágio Zefiro-23. A separação deste estágio ocorre a T+3m 38s, altura em que o terceiro estágio Zefiro-9 entra em ignição. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+4m 4s. O final da queima do terceiro estágio ocorre a T+6m 41s. Nesta fase, o lançador entra num voo balístico não propulsionado até T+8m 7s, altura em que se inicia a primeira queima do estágio AVUM que terminará a T+14m 10s. A segunda ignição do estágio AVUM ocorre entre T+38m 5s e T+39m 34s.
A separação do satélite SkySat-Gen2 2-2 ocorre a T+40m 21s, seguindo-se o satélite SkySat-Gen2 2-3 a T+40m 23s, o satélite SkySat-Gen2 2-4 a T+40m 25s e o satélite SkySat-Gen2 2-2 a T+40m 28s.
A terceira ignição do estágio AVUM ocorre entre T+54m 44s e T+55m 31s, enquanto que a quarta ignição do estágio AVUM ocorre entre T+1h 41m 20s e T+1h 42m 5s. A separação do satélite PerúSAT-1 ocorre a T+1h 42m 59s.
A quinta e última ignição do estágio AVUM ocorre entre T+1h 52m 3s e T+1h 52m 18s, com a missão VV07 a ser dada como terminada a T+2h 6m 38s.
O foguetão Vega
O foguetão Vega preenche uma lacuna na frota de lançadores da Arianespace que é já composta pelo europeu Ariane-5ECA e pelo russo Soyuz-ST. Com o foguetão Vega a empresa de lançamentos europeia fica assim com a capacidade de colocar em órbita pequenos satélites não estando dependente de oportunidades de 
lançamento nos outros dois foguetões.
História do programa
O desenvolvimento do foguetão Vega (Vettore Europeo di Generazione Avanzata) teve as suas origens no princípio dos anos 90 do Século XX, quando foram levados a cabo estudos para investigar a possibilidade de complementar a família de lançadores Ariane com um veículo lançador de pequena carga utilizando a tecnologia de combustíveis sólidos do Ariane.
O lançador começou como um conceito nacional italiano. Em 1988 a empresa BPD Difesa y Spazio propôs um veículo à agência espacial italiana ASI para substituir o reformado foguetão Scout de fabrico norte-americano por um novo lançador tendo por base o motor Zéfiro desenvolvido pela empresa a partir dos conhecimentos ganhos no desenvolvimento do Ariane. Após cerca de dez anos de actividades de definição e de consolidação, a agência espacial italiana e a industria italiana propuseram o lançador Veja como um projecto europeu tendo por base no seu próprio know-how em propulsão sólida obtido a partir do desenvolvimento e produção dos propulsores laterais de combustível sólido (PAP) do foguetão Ariane-4 e dos componentes dos propulsores laterais (EAP) do foguetão Ariane-5.
Em Abril de 1998 o Conselho da ESA aprovou uma resolução que autorizava as actividades de pré-desenvolvimento. Como resultado foi escolhida a presente configuração com o primeiro estágio que também poderia servir como um propulsor lateral melhorado para o Ariane-5. O Programa Vega foi aprovado pela Comissão do Programa Ariane da ESA a 27 e 28 de Novembro de 2000, e o projecto oficialmente iniciado a 15 de Dezembro desse ano quando sete países subscreveram a declaração.
Inicialmente o foguetão Vega deveria estar operacional a partir de 2007 desde o Centro Espacial de Guiana, na Guiana Francesa, a partir do complexo de lançamento ELA-1 que foi utilizado pelo foguetão Ariane-1 e posteriormente reabilitado. A empresa ELV S.p.A. está encarregue do desenvolvimento e produção do novo foguetão. A produção do foguetão Vega e a sua capacidade de lançamento são adaptadas de tal forma a permitir pelo menos quatro lançamentos por ano.
A produção do foguetão Vega beneficia da reutilização de uma parte já desenvolvida no âmbito de outros programas bem como de novos e avançados subsistemas, componentes e materiais. Graças a esta lógica o alvo de fiabilidade do desenho do lançador foi estabelecido num nível superior de 98% com um nível de confiança de 60%. Tendo em conta os objectivos do desenho e o extensivo programa de qualificação, prevê-se que a fiabilidade de voo do novo lançador irá satisfazer o mercado comercial.
Descrição do sistema de lançamento
A Arianespace oferece um sistema de lançamento completo incluindo o veículo lançador, as instalações de lançamento e os serviços associados.
O foguetão Vega consiste primariamente de um sistema compósito inferior composto por três estágios de propulsão sólida e um módulo AVUM (Attitude and Vernier Upper Module) reiniciável, e um sistema compósito superior que inclui uma carenagem de protecção e um sistema de adaptação e dispensador com um sistema de separação.
Performance do lançador
A performance geral apresentada é expressa em termos da massa da carga incluindo a massa da carga no lançamento, o sistema de lançamento duplo ou múltiplo (se for o caso) e o adaptador de carga. Os cálculos da performance foram realizados tendo em conta que existe uma reserva suficiente no AVUM para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade de 99,7%. A capacidade de propolente do AVUM é também suficiente para a saída de órbita ou para a transferência para uma órbita segura, caso necessário; o fluxo aerotérmico a quando da separação da carenagem e segundo fluxo aerotérmico é inferior ou igual a 1.135 W/m2. O aumento deste valor iria melhorar a performance do lançador ao permitir uma separação da carenagem mais cedo ou a adaptação do perfil de ascensão; os valores de altitude são dados tendo em conta uma Terra esférica com um raio de 6.378 km; o voo orbital é realizado com uma sequência de atitude standard e duração, com provisões de telemetria standard e serviços eléctricos à carga; a trajectória de voo tem em conta os requisitos de segurança do CSG.
Perfis de missão típicos
Um perfil de voo típico consiste nas seguintes três fases: Fase I – ascensão dos três primeiros estágios do lançador até a uma trajectória elíptica baixa (perfil sub-orbital); Fase II – transferência do estágio superior e carga para a órbita inicial pela primeira queima do AVUM, voo orbital passivo e manobras orbitais pelo estágio AVUM para entrega da carga na órbita final; Fase III – saída de órbita do AVUM ou manobras de descarte orbital.
O perfil de voo para os três primeiros estágios será optimizado para cada missão. Este perfil será baseado nos seguintes eventos de voo: a) voo do 1º estágio com a ascensão vertical inicial, manobra de arfagem programada e um voo de incidência zero; b) voo de incidência zero do 2º estágio; c) voo do 3º estágio, separação da carenagem e injecção numa trajectória sub-orbital.
Os perfis de ascensão típicos dos três estágios Vega e a sequência de eventos associados são mostrados no quadro na página seguinte. É também representada uma trajectória típica na segunda imagem e um exemplo dos parâmetros de voo durante a ascensão.
A separação da carenagem de protecção pode ter lugar em alturas diferentes dependendo dos requisitos do fluxo aerotérmico sobre a carga. Tipicamente, a separação tem lugar entre os 200 e os 260 segundos após a ignição devido às limitações do fluxo aerotérmico.
Após a separação do 3º estágio na trajectória sub-orbital que múltiplas ignições do AVUM são utilizadas para transferir a carga para uma grande variedade de órbitas intermédias ou finais, fornecendo as necessárias alterações de plano orbital e elevação orbital. Podem ser fornecidas até cinco reignições do AVUM para atingir a órbita final ou para transportar as cargas para diferentes órbitas. Adicionalmente, na primeira queima, o estágio AVUM pode fornecer a compensação até 3s erros acumulados durante o voo inicial dos três estágios.
Após a separação da carga e após o adiamento temporal necessário para fornecer uma distância segura entre o AVUM e os satélites, o estágio superior executa uma manobra de saída de órbita ou manobra de descarte orbital. Esta manobra é levada a cabo com uma queima adicional do motor principal do AVUM. Os parâmetros da órbita «segura» ou da reentrada atmosférica serão escolhidos de acordo com os regulamentos internacionais sobre os detritos espaciais e serão coordenadas com o utilizador durante a análise da missão.
Dados gerais de performance
Missões para órbita circular incluindo órbita polar e OSS
Os satélites de observação da Terra, satélites meteorológicos e satélites científicos irão beneficiar da capacidade do foguetão Vega para os transportar directamente para órbitas sincronizadas com o Sol, órbitas circulares ou para órbitas com diferentes inclinações.
A missão típica do foguetão Vega inclui um perfil de ascensão dos três primeiros estágios e três queimas do AVUM realizadas da seguinte forma: a) A primeira queima do AVUM destina-se a uma transferência para uma órbita elíptica intermédia com uma altitude de apogeu igual ao valor alvo; b) Uma segunda queima do AVUM para circularização da órbita, e; c) Uma terceira queima do AVUM para descarte orbital ou manobra de descarte.
Os dados de performance do lançador para missões para órbitas circulares com diferentes inclinações e altitudes entre os 300 km e os 1.500 km são apresentados na figura seguinte.
Missões para órbitas elípticas
A capacidade de reignição do AVUM oferece uma maior flexibilidade para atingir um variado leque de órbitas elípticas. Uma missão típica do lançador Veja incluí uma ascensão sub-orbital com os três primeiros estágios e duas ou três queimas do AVUM da seguinte forma: a) Uma primeira queima para transferir para uma órbita inicial, seguida de uma fase não propulsiva até um ponto correspondente ao argumento do perigeu da órbita elíptica alvo; b) Uma segunda queima do AVUM para uma órbita elíptica intermédia com uma altitude de apogeu igual ao valor alvo, e; c) Uma terceira queima do AVUM para elevar o perigeu para o valor requerido.
Em alguns casos, quando é necessária uma altitude mais baixa do perigeu, a missão será reduzida a duas queimas do AVUM.
Missões de escape
Os dados de performance para missões de escape do campo gravitacional terrestre são uma função do parâmetro C3 (o quadrado da velocidade no infinito)
Precisão da injecção orbital
A precisão do lançador Vega é principalmente determinada pela performance do estágio AVUM capaz de proporcionar correcções de erro devido ao voo dos três estágios iniciais. Na seguinte tabela são apresentados dados conservadores da precisão dependendo do tipo de missão. A precisão específica de cada missão será calculada como parte da análise de cada missão.
Duração da missão
A duração da missão desde a ignição até à separação dos satélites na órbita final depende do perfil de missão seleccionado, parâmetros orbitais específicos, precisão da injecção, e das condições de visibilidade das estações terrestres a quando da separação. Tipicamente, os eventos críticos da missão tais como separação da carga são 
levados a cabo nas zonas de visibilidade das estações terrestres. Isto permite a recepção de informação sobre eventos relevantes em tempo quase real, estimativa a bordo dos parâmetros orbitais, e condições de separação. As durações típicas de várias missões (sem os constrangimentos de visibilidade da separação dos satélites) são apresentadas na tabela seguinte. A duração da missão será determinada como parte da análise detalhada da missão, tendo em conta a disponibilidade das estações no solo e a visibilidade.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5572
– Lançamento orbital com sucesso: 5219
– Lançamento orbital Arianespace: 249
– Lançamento orbital Arianespace com sucesso: 243
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 261
– Lançamento orbital desde CSG Kourou com sucesso: 249
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.
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 24,1% foram realizados pela Rússia; 27,6% pelos Estados Unidos (incluindo ULA (50,0%), SpaceX (50,0%) e Orbital SC); 22,4% pela China; 12,1% pela Arianespace; 8,6% pela Índia, 1,7% pelo Japão, 1,7% pela Coreia do Norte e 1,7% por Israel.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
16 Set (18:26:00) – Atlas-V/401 (AV-062) – Vandenberg AFB, SLC-3E – WorldView-4
23 Set (18:17:00) – 11A511U-FG Soyuz-FG (R15000-059) – Baikonur, LC1 PU-5 – Soyuz MS-02
26 Set (??:??:??) – PSLV-C35 – Satish Dawan SHAR, FLP – SCATSat-1, (Blacksky) Pathfinder-1, PiSat, Alsat-2B, Pratham, Alsat-1N, CanX-7, Alsat-1B
04 Out (20:30:07) – Ariane-5ECA (VA231) – CSG Kourou, ELA3 – NBN CO 1B (Sky Muster II); GSAT-18
17 Out (??:??:??) – CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G (Y11) – Jiuquan, LC43/921 – SZ-11 Shenzhou-11