Ariane-5ECA lança BepiColombo para Mercúrio

A Arianespace lançou com sucesso a missão Euro-nipónica BepiColombo para o planeta Mercúrio o dia 20 de Outubro de 2018. O lançamento teve lugar às 0145:28UTC e foi levado a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA (L5104) na missão VA245 a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou, Guiana Francesa.

BepiColombo


Levada a cabo em conjunto pela ESA e pela JAXA, a sonda BepiColombo irá levar a cabo uma missão interdisciplinar a Mercúrio, o mais pequeno e menos explorado planeta do nosso Sistema Solar. Assim, o propósito da missão VA245 é o de injectar a sonda numa trajectória de escape do campo gravitacional terrestre, permitindo à sonda Euro-nipónica chegar a Mercúrio após uma viagem de sete anos pelo espaço inter-planetário.

Já no passado foram levadas a cabo missões a Mercúrio, incluindo a missão Mariner-10 da NASA que pela primeira vez revelou imagens do pequeno planeta em 1974 / 1975; e a sonda Messenger, que fornecer novas e inesperadas imagens e dados quando entrou em órbita do planeta mais próximo do Sol entre 2011 e 2015. Porém, a BepiColombo será a primeira missão Europeia dirigida a Mercúrio, fornecendo medições para estudar e compreender a história do planeta, a sua composição, geofísica, exosfera e magnetosfera.

Sendo o planeta mais próximo do Sol, a exploração de Mercúrio é a chave para adquirir o conhecimento de como se originaram e evoluíram os planetas terrestres, bem como para compreender a forma como evoluíram as condições para suportar vida no nosso Sistema Solar, e possivelmente noutros locais.

Baptizada em honra do matemático e engenheiro Italiano Giuseppe (Bepi) Colombo, a missão é composta nas realidade por dois módulos orbitais: o Mercury Planetary Orbiter (MPO), desenvolvido pela ESA para mapear o planeta tendo em foco a sua superfície e interior; e o Mercury Magnetospheric Orbiter (MMO), desenvolvido e construído pela JAXA para investigar a magnetosfera ao explorar o seu ambiente.

O Mercury Composite Spacecraft (MCS) é composto pelo MTM, MPO, MMO e MOSIF. O Mercury Transfer Module (MTM) irá transportar os módulos orbitais (MPO e MMO) para o seu destino e o MMO Sunshield and Interface Structure (MOSIF) irá fornecer a protecção térmica.

 

A sonda deverá chegar a Mercúrio em finais de 2025, sendo gravitacionalmente capturada após ejectar o MTM. A sua descida para a órbita de Mercúrio será levada a cabo com o auxílio de propulsão química no MPO. Uma vez na órbita de Mercúrio, a sonda irá suportar temperaturas acima dos 350ºC. Irá então levar a cabo uma missão nominal de um ano, havendo uma possível extensão de um outro ano.

Durante a sua missão a sonda irá utilizar a gravidade da Terra, Vénus e de Mercúrio, em combinação com a propulsão do seu sistema de propulsão eléctrico, para atingir o seu objectivo final. Lançada em Outubro de 2018, a BepiColombo irá realizar uma manobra de assistência gravitacional com a Terra, duas com Vénus e seis com Mercúrio antes de entrar em sua órbita em finais de 2025.

Ao se aproximar de Mercúrio, o módulo de transferência irá separar-se e os dois módulos MPO e MMO, ainda juntos, serão capturados numa órbita polar em torno do planeta. A sua altitude será ajustada utilizando os motores do MPO até se atingir a órbita elíptica operacional do MMO com um perigeu de 590 km de altitude e um apogeu de 11.640 km de altitude acima da superfície do planeta. Depois, o MPO irá separar-se e descer até à sua órbita operacional com um perigeu a 480 km de altitude e apogeu a 1.500 km de altitude, utilizando os seus motores. O refinamento das órbitas deverá demorar cerca de três meses.

A BepiColombo foi construída com a liderança da Airbus Defence and Space com seu complexo espacial em Friedrichshafen, Alemanha. Liderando um consórcio de 83 empresas de 16 países, a Airbus Defence and Space é responsável pelo desenho e construção do MMO, bem como de outro equipamento Europeu na sonda.

A BepiColombo tem umas dimensões de 3,9 x 3,6 x 6,3 metros (no lançamento), tendo uma envergadura de 30,4 metros com as suas asas solares abertas. Tem uma massa de 4.081 kg, incluindo 1.400 kg de propelente. Por seu lado, o MMO tem as dimensões de 2,4 x 2,2 x 1,7 metros, sendo a largura do radiador de 3,7 metros e a envergadura da sua asas solar de 7,5 metros após a sua abertura. Tem uma massa de 1.230 kg, incluindo 85 kg de carga científica (onze instrumentos). O MMO tem um diâmetro de 1,8 metros, uma altura de 1,1 metros, tendo os seus mastros um comprimento de 5 metros cada um. As sua antenas tem um comprimento de 15 metros. A sua massa é de 255 kg, incluindo 45 kg de carga científica (5 instrumentos).

Os instrumentos a bordo do MPO são o BELA (BepiColombo Laser Altimeter) para caracterizar e medir a topografia e morfologia da superfície de Mercúrio para criar modelos digitais do terreno; ISA (Italian Spring Accelerometer) para fornecer informações do interior de Mercúrio e testar a teoria da Relatividade Geral de Einstein com um nível de precisão sem precedentes; o MPO-MAG (Magnetic Field Investigation) para medir o campo magnético de Mercúrio, a interacção do vento solar, e a formação e dinâmica da magnetosfera e compreensão da origem, evolução e estado actual do interior do planeta; MORE (Mercury Orbiter Radio science Experiment) para determinar o campo gravitacional, o tamanho e o estado do seu núcleo, medir a oblaticidade gravitacional do planeta e testar o mais avançado sistema de seguimento alguma vez desenvolvido; PHEBUS (Probing of Hermean Exosphere by Ultraviolet Spectroscopy) para caracterizar a composição exosférica do planeta e a sua dinâmica, além de procurar por camadas superficiais de gelo em regiões em sombra permanente em crateras a latitudes elevadas; SERENA (Search for Exosphere Refilling and Emited  Neutral Abundances) para estudar a interacção gasosa entre a superfície de Mercúrio, a sua exosfera, magnetosfera, o vento solar e o meio interplanetário; MERTIS (Mercury Radiometer and Thermal Imaging Spectrometer) para detalhar a composição mineral da superfície de Mercúrio, a sua temperatura e a sua inercia térmica; MGNS (Mercury Gamma-ray and Neutron Spectrometer) para determinar a composição elementar da sua superfície e subsuperfície, e identificar a distribuição regional de substâncias voláteis em regiões polares em sombra permanente; MIXS (Mercury Imaging X-ray Spectrometer) para produzir um mapa global da composição atómica da superfície de Mercúrio com uma grande resolução espacial; SIMBIO-SYS (Spectrometers and Imagers for MPO BepiColombo Integrated Observatory) para examinar com imagens estéreo e coloridas, e realizar análises espectroscópicas da geologia da superfície do planeta, seu vulcanismo, tectónica global, idade da superfície e composição; e o SIXS (Solar Intensity X-ray and particle Spectrometer) para monitorizar o fluxo de raios-X e partículas de origem solar.

Os instrumentos a bordo do MMO são o MMO-MAG (Mercury Magnetometer) para fornecer uma descrição detalhada da magnetosfera de Mercúrio e da sua interacção com o seu campo magnético e vento solar; MPPE (Mercury Plasma Particle Experiment) composto por sete sensores para estudar o plasma e partículas energéticas na magnetosfera e a interacção entre o vento solar e a magnetosfera do planeta; PWI (Mercury Plasma Instrument) para levar a cabo análises in-situ e de detecção remota de campos eléctricos, ondas de plasma e ondas de rádio no ambiente de plasma de Mercúrio; MSASI (Mercury Sodium Atmosphere Spectral Imager) para medir a abundância, distribuição e dinâmica do sódio na exosfera de Mercúrio para investigar as duas fontes e processos relacionados; e o MDM (Mercury Dust Monitor) para estudar a distribuição da poeira interplanetária na órbita de Mercúrio.

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 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 VA217_2014-02-06_15-36-19130s. 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 L5104 e a missão VA245

Na sua configuração para o lançamento da BepiColombo, o Ariane-5ECA tem uma carenagem longa (construída pela RUAG Space) com uma altura total de 17 metros, diâmetro de 5,4 metros e uma massa de 2.400 kg. A sonda está colocada sobre um adaptador de carga com uma massa de 160 kg que é desenvolvido ou pela RUAG Space ou pela Airbus. 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 VEB tem um comprimento de 1,13 metros e uma massa de 970 kg.

Campanha e lançamento da missão VA245

A sonda BepiColombo chegou à Guiana Francesa em quanto voos entre 24 de Abril e 9 de Maio de 2018, sendo transportada para as instalações de processamento S5. As operações de integração do MMO com o MPO ocorreram a 20 e 21 de Agosto, com as suas operações de abastecimento a decorrer entre 5 e 12 de Setembro.

A campanha de lançamento teve início a 6 de Setembro com a remoção do estágio EPC do contentor de transporte. No dia seguinte era colocado na posição vertical e procedia-se à transferência do EAP 2. No dia 10 era a vez de se proceder á transferência do propulsor EAP 1 e integração de ambos os propulsores no EPC. A elevação do estágio ESC-A e a integração da secção de equipamento do lançador ocorria a 14 de Setembro. A montagem final da sonda ocorria a 19 e 20 de Setembro, procedendo-se á integração do par com o MTM. No dia 3 de Outubro, o lançador era transferido do edifício de integração BIL (edifício de integração do lançador) para o edifício de montagem final BAF (edifício de montagem final). No dia 4 de Outubro a BepiColombo era colocada sobre o seu adaptador de carga e no dia 9 era integrada no lançador. Os preparativos finais da sonda antes da sua colocação na carenagem de protecção ocorreram a 10 de Outubro. Neste mesmo dia procedia-se à inspecção final do motor HM-7B do Ariane-5ECA (L5104). A 11 de Outubro eram finalizados os trabalhos de integração do sistema compósito e à integração da carenagem de protecção.

O ensaio geral para o lançamento teve lugar a 15 de Outubro e o veículo foi armado para a missão no dia 16. A denominada Launch Readiness Review (LRV), onde se analisaram todos os preparativos para a missão bem como a prontidão de todos os sistemas para o lançamento, foi levada a cabo a 17 de Outubro. No dia 18 de Outubro o lançador era transportado para a plataforma de lançamento ELA3.

A contagem decrescente final inicia-se a H0-11h 43m 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 T-10h 53m tem lugar a verificação dos sistemas eléctricos do lançador.

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 VA239 decorria entre as 2051UTC e as 2224UTC do dia 5 de Setembro.

A H0-7h 30m 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.

Sequência de lançamento

O lançamento da missão VA245 teve lugar às 0145:28UTC do dia 20 de Outubro, com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,3s. A T+12,3s 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+32,5s). 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 ocorre a T+3m 9s.

A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+6m 26s e a T+8m 37s 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+8m 43s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+8m 47s.

Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 22s. Os dados telemétricos do lançador começam a ser recebidos pela estação de Libreville a T+17m 46s e pela estação de Malindi a T+21m 59s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorre a T+24m 48s.

A separação da BepiColombo ocorre a T+26m 47s.

Dados estatísticos e próximos lançamentos

– Lançamento orbital: 5770

– Lançamento orbital Arianespace: 271 (4,70%)

– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 283 (4,90%)

Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):

25 Out (????:??) – 14A14-1B Soyuz-2.1b – GIK-1 Plesetsk, LC43/4 – 14F145 Lotus-S1 (804)

26 Out (0800:00) – L-1011 “Stargazer”/Pegasus-XL – Cabo Canaveral AFS, RW13/31 – ICON

27 Out (????:??) – ZQ-1 Zhuque-1 – Jiuquan – Weilai-1

29 Out (????:??) – CZ-2C Chang Zheng-2C – Jiuquan, LC43/94 – CFOSAT; Zhaojin-1; Hongyan-1

29 Out (0408:00) – H-2A/202 (F40) – Tanegashima, Yoshinubo LP1 – GOSAT-2 (Ibuki-2); KhalifaSat; DIWATA-2b; PROITERES-2; Ten-Koh; AO-Stars; AUTcube-2

 

Comente este post

%d blogueiros gostam disto: