A empresa europeia Arianespace levou o cabo o lançamento da sua primeira missão orbital de 2014 ao colocar em órbita dois satélites de comunicações. O lançamento teve lugar às 2130UTC do dia 6 de Fevereiro com o foguetão Ariane-5ECA (L527/VA217) a transportar os satélites ABS-2 e Athena-Fidus. A missão VA217 foi lançada desde o Complexo de Lançamento ELA3 do CGD Kourou, Guiana Francesa.
O lançamento ocorreu 60 minutos mais tarde do que previsto devido ás más condições meteorológicas com a ocorrência de chuva forte no local lançamento.
O satélite ABS-2 (Asia Broadcast Satellite-2) – que foi construído pela SSL (Space Systems/Loral) para o operador global ABS – irá viajar na posição superior do conjunto de carga, sendo separado em primeiro lugar na sequência de voo aos 27 minutos após o lançamento. Tem uma massa total de cerca de 6.329,9 kg, o satélite é baseado na plataforma FS-1300 e irá fornecer serviços de comunicações optimizadas, transmissão direct-to-home (DTH), serviços de multimédia e transmissão de dados para a África, Ásia Pacífico, Europa, Médio Oriente, Rússia e para a Comunidade de Estados Independentes.
As dimensões do ABS-2 são 8,30 x 3,50 x 3,50 m e em órbita tem uma envergadura de 26 metros. O satélite está equipado com 51 repetidores de banda Ku, 6 repetidores de banda Ka e 32 repetidores de banda C. O satélite irá operar na órbita geossíncrona a 7º longitude Este. O seu tempo de vida útil será de 15 anos.
A plataforma de retransmissão avançada Athena-Fidus (Access on THeatres for European Nations Allied forces – French Italian Dual Use Satellite) tem uma massa no lançamento de 3.080 kg e será transportado na posição inferior no conjunto de carga. A separação ocorre a 32 minutos após o lançamento, completando assim a missão. A Thales Alenia Space construiu o satélite (baseado na plataforma Spacebus-4000B2) para a agência espacial francesa, CNES, e para agência espacial italiana, ASI, bem como para as organizações de defesa DGA (França) e Segredifesa (Itália). O Athena-Fidus tem como objectivo proporcionar serviços de telecomunicações para as forças armadas de ambos os países e para as forças de segurança da França e de Itália. O tempo de vida do satélite é de 15 anos.
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 L527 e a missão VA217
A missão VA217 foi o 72º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 1º em 2014, seguindo uma série de 57 voos bem sucedidos consecutivos. Este foi o 16º 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 L572 é o 47º lançador a ser entregue à Arianespace, integrado e verificado sob a responsabilidade da Astrium.
Na sua configuração de carga dupla e utilizando o sistema Sylda-5 “B” (Sylda-5 n.º 58-B, desenvolvido pela Astrium ST) 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 ABS-2 ocupou a posição superior colocado sobre um adaptador PAS 1194C (desenvolvido pela EADS-CASA) e o satélite Athema-Fidus ocupou a posição inferior colocado sobre um adaptador PAS 1194C no interior do adaptador Sylda-5B. 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 VA217 era o de colocar os satélites ABS-2 e Athena-Fidus numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 35.786 km de altitude, perigeu a 244,4 km de altitude, inclinação orbital de 6º, argumento do perigeu de 178º e longitude do nodo ascendente de -119,593º .
Tendo em conta os adaptadores de carga e a estrutura Sylda-5, a performance total requerida do lançador para a órbita descrita era de 10.214 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 773.400 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 91º 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 65,2 km e a uma velocidade relativa de 2,018 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 VA217, a separação da carenagem ocorreu a uma altitude de 108,9 km, 200 segundos após o lançamento. A fase de propulsão EPC tem como objectivo uma órbita predeterminada estabelecida em relação a requisitos de segurança e á 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 158,6 km de altitude, perigeu a -1.032,1 km de altitude, inclinação orbital de 6,24º, argumento do perigeu de -44,84º e longitude do nodo ascendente de -119,42º. Este é o tempo de referência H2 e ocorre a H0+529,8s.
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 -2,20º e a longitude do ponto de impacto é registada a 6,89º 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+1.509 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 ABS-2; estabilização nos três eixos espaciais antes da separação do adaptador Sylda-5; estabilização longitudinal antes da separação do satélite Athena-Fidus; separação dos satélites ABS-2 e Athena-Fidus, 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 VA217 decorria entre as 2030UTC e as 2225UTC do dia 6 de Fevereiro, com uma duração de 125 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 2023UTC (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 H0-1,4 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 a 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 VA217 teve lugar às 2030UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,30s. A T+12,54s 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+49,29s. 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 20s. A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+8m 1s e a T+8m 49s 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 55s. Entrando-se na fase de propulsão ESC-A, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+8m 59s e os dados telemétricos do lançador deixavam de ser recebidos pela estação de Natal a T+12m 1s, começando a ser recebido pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 46s e pela estação de Libreville a T+18m 16s (depois dos dados deixarem de ser recebidos na Ilha de Ascensão a T+17m 31s). Entretanto, o ponto de altitude mínima na trajectória (a 141,4 km) é atingido a T+15m 2s. A estação de Malindi começava a receber a telemetria do Ariane-5ECA a T+23m 1s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorria a T+25m 9s com o lançador a entrar na fase balística a uma altitude de 634,5 km.
Estando colocado na posição superior, o satélite ABS-2 seria o primeiro a separar-se do estágio superior. O procedimento para a separação do satélite iniciava-se a T+25m 12s com a orientação do conjunto e posterior estabilização por lenta rotação a T+26m 44s. O ABS-2 separava-se às 2157UTC (T+27m 22s). O conjunto é agora formado pelo estágio ESC-A, pelo adaptador Sylda-5 e pelo satélite Athena-Fidus. Logo após a separação do ABS-2, procedia-se à estabilização do conjunto (T+27m 34s) e iniciava-se o procedimento de orientação em preparação da separação do adaptador Sylda-5 (T+28m 35s) que ocorria a T+30m 18s. De seguida (T+30m 28s) iniciava-se a manobra de orientação e estabilização para a separação do segundo satélite que ocorria às 2202UTC (T+32m 32s).
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+32m 41s) e orientado para a manobra de separação e depois orientado para a manobra de estabilização por rotação. O ESC-A é então colocado com uma rotação de 45º/s a T+36m 56s. O tanque de oxigénio era colocado em modo passivo a T+38m 33s e o início do modo passivo para o ESC-A dava-se a T+43m 3s.
Estatísticas:
– Lançamento orbital: 5341
– Lançamento orbital com sucesso: 4994
– Lançamento orbital Arianespace: 224
– Lançamento orbital Arianespace com sucesso: 215
– Lançamento orbital desde CSG Kourou: 233
– Lançamento orbital desde CSG Kourou com sucesso: 221
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; 2ª coluna – lançamentos previstos à data; 3ª coluna – satélites lançados:
Baikonur – 1 / 32 / 1
Plesetsk – 0 / 18 / 0
Dombarovskiy – 0 / 5 / 0
Cabo Canaveral AFS – 2 / 25 / 2
Wallops Island MARS – 1 / 3 / 34
Vandenberg AFB – 0 / 6 / 0
Kauai TF – 0 / 1 / 0
Jiuquan – 0 / 1* / 0
Xichang – 0 / 6* / 0
Taiyuan – 0 / 3* / 0
Hainan – 0 / 1 / 0
Tanegashima – 0 / 6 / 0
Kourou – 1 / 16 / 1
Satish Dawan, SHAR – 1 / 5 / 1
Odyssey – 0 / 1 / 0
Semnan – 0 / 2* / 0
* Valores não precisos
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo 16,7% foram realizados pela Rússia; 50% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 0% pela China; 16,7% pela Arianespace; 0% pelo Japão; 16,7 % pela Índia e 0% pel0 Irão.
Os próximos cinco lançamentos orbitais previstos são:
14 Fevereiro (2109:03) – 8K82KM Proton-M/Briz-M (93543/99544) – Baikonur, LC81 PU-24 – Turksat-4A
21 Fevereiro (0104:00) – Delta-IV-M+(5,4) (D364) – Cabo Canaveral AFS, SLC-37B – GPS-IIF SV-5
27 Fevereiro (1807:00) – H-2A (F-23) – Tanegashima, Yoshinubo LP1 – GPM/DPR; STARS-II; ShindaiSat; TaikoSat-3; KSAT-2; OPUSAT; INVADAR; ITF-1
7 Março (????:??) – Ariane-5ECA (VA216) – CSG Kourou, ELA3 – Astra-5B; Amazonas-4A
11 Mar (????:??) – 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat-M (168/112-01) – GIK-1 Plesetsk, LC43/4 – GLONASS-M (blok-50s)
Imagens: Arianespace