Três missões dedicadas a diferentes campos da Astronomia foram lançadas desde o Centro Espacial Kennedy a 24 de Setembro de 2025.
O lançamento teve lugar às 1130:35UTC e foi realizado pelo foguetão Falcon 9-539 (B1096.2) a partir do Complexo de Lançamento LC-39A do Centro Espacial Kennedy, Ilha de Merritt, Florida. Todas as fases do lançamento decorreram como previsto e o primeiro estágio do lançador foi recuperado na plataforma flutuante Just Read The Instructions, no Oceano Atlântico.
A bordo seguiram os observatórios IMAP, SWFO-L1 e GLIDE.
O IMAP (Interstellar Mapping and Acceleration Probe) é uma missão do programa STP da NASA (STP-05) que monitoriza as interações entre o vento solar e o meio interestelar no Sistema Solar exterior a partir do ponto Lagrange L1 Sol-Terra. Irá recolher amostras, analisar e mapear partículas que fluem para a Terra a partir das margens do espaço interestelar.
A missão IMAP vai ajudar os investigadores a compreender melhor os mistérios fundamentais que ocorrem na fronteira da heliosfera, uma espécie de bolha magnética que envolve e protege o nosso Sistema Solar. É nesta região que o fluxo constante de partículas do nosso Sol, chamado vento solar, colide com material do resto da galáxia. Esta colisão limita a quantidade de radiação cósmica nociva que entra na heliosfera. O IMAP irá recolher e analisar as partículas que a atravessam.
Outro objetivo da missão é aprender mais sobre a formação de raios cósmicos na heliosfera. Os raios cósmicos criados localmente, a partir da galáxia e mais além, afectam os exploradores humanos no espaço e podem danificar os sistemas tecnológicos, além de provavelmente desempenharem um papel na presença de vida no universo.
A sonda espacial estará posicionada a cerca de 1,5 milhões de quilómetros da Terra, em direção ao Sol, no que é chamado o primeiro ponto de Lagrange, ou L1. Isto permitirá à sonda maximizar a utilização dos seus instrumentos para monitorizar as interações entre o vento solar e o meio interestelar no sistema solar exterior.
O IMAP foi selecionado em Junho de 2018, após uma ampla e competitiva revisão por pares das propostas apresentadas no final de 2017. O orçamento da missão está limitado a 492 milhões de dólares, excluindo o custo do veículo de lançamento. A missão transporta dez instrumentos científicos fornecidos por organizações de investigação e universidades nacionais e internacionais.
O seguinte conjunto de instrumentos encontra-se a bordo:
- O IMAP-Lo é um gerador de imagens de átomos neutros de pixel único montado numa plataforma pivotante. Fornece medições com resolução de energia e ângulo de átomos neutros interestelares (ISN) (H, He, O, Ne e D) rastreados a < 180° na longitude eclíptica e mapas globais com resolução de energia de H e O da ENA.
- O IMAP-Hi consiste em dois geradores de imagens ENA de alta energia, idênticos e de pixel único, que medem H, He e ENAs mais pesados da heliosfera externa.
- O IMAP-Ultra regista a emissão de átomos neutros energéticos (ENAs) produzidos na heliobainha e não só, principalmente em átomos de H entre ~3 e 300 keV, mas também sensíveis às contribuições de He e O.
- O MAG é um magnetómetro que é constituído por um par de magnetómetros de porta der fluxo triaxiais idênticos, baseados nos magnetómetros multiescala magnetosféricos (MMS), para os quais a UCLA construiu 4 unidades electrónicas e 9 sensores fluxgate. No IMAP, os magnetómetros são montados numa lança de 1,8 m para reduzir o impacto do magnetómetro no projeto da nave espacial.
- O instrumento SWE (Solar Wind Electron) mede a distribuição 3D de eletrões térmicos e supratermais de SW de 1 eV a 5 keV.
- O instrumento SWAPI (Solar Wind and Pickup Ion) mede o H+ e o He++ do vento solar e os iões de captação (PUIs) do He+ e H+ interestelares.
- O CoDICE (Compact Dual Ion Composition Experiment) mede simultaneamente as funções de distribuição de velocidades (VDFs) 3D, o estado de carga iónica e a composição de massa de iões de ~0,5 a 80 keV/q no CoDICELo, e a composição de massa e a direção de chegada de iões de ~0,03 a 5 MeV/nuc no CoDICEHi. O CoDICEHi também mede eletrões de ~20 a 600 keV.
- O HIT (High Energy Ion Telescope) mede a composição elementar, os espectros de energia, as distribuições angulares e os tempos de chegada dos iões H ao Ni numa gama de energia dependente da espécie de ~2 a ~40 MeV/nuc.
- IDEX (Interstellar Dust Experiment) é um analisador de poeira de alta resolução que fornece a composição elementar, velocidade e distribuição de massa de partículas de poeira interestelar (ISD).
- O instrumento GLOWS (GLObal solar Wind Structure) mede o brilho ressonante heliosférico de retroespalhamento do hidrogénio (a linha de Lyman-α a 121,6 nm) e do hélio (a 58,4 nm). O GLOWS é constituído por dois detetores separados: LaD e HeD para os dois canais espectrais.
O IMAP tem uma massa de 900 kg. Será operado pelo Centro de Voo Espacial Goddard, da NASA.
A SWFO-L1 (Space Weather Follow-On – L1) é uma missão planeada da NOAA para fornecer medições do clima espacial como uma continuação da missão DSCOVR.
A missão do SWFO-L1 é estabelecer a capacidade operacional e a continuidade dos requisitos de observação do clima espacial. Os principais objetivos observacionais são a observação dos parâmetros de Ejeção de Massa Coronal (EMC), a sua densidade de forma e velocidade; a produção de características de EME para entrada no código operacional de propagação heliosférica; a medição do campo magnético do vento solar, do plasma térmico e das partículas energéticas; e a activação de alertas, previsões e previsões meteorológicas espaciais.
O SWFO-L foi construído numa plataforma estabilizada de três eixos da classe ESPA, seno desenvolvida pela Ball Aerospace que foi seleccionada em Junho de 2020.
A bordo encontra-se os seguintes instrumentos:
- Coronógrafo compacto CCOR-2 (NRL), com imagens de 3,5 a 26 raios solares com uma resolução de 65 segundos de arco e uma câmara de 4 megapixéis com sensibilidade na gama dos 470-740 nm.
- O sensor SWIPS (SwRI), que é um sensor de plasma eólico solar, analisadores electrostáticos para velocidade, densidade e temperatura de iões de baixa energia, 0,2-32 keV/e, e protões a 180-2500 km/s.
- O sensor STIS (desernvolvido em Berkeley), que é um sensor de iões supratérmicos, medindo iões de alta energia de 25 keV a 6 MeV
- O MAG (UNH/SwRI/), um magnetómetro de porta de fluxo que mede 64 vetores de campo magnético por segundo.
No lançamento o SWFO-L1 tinha uma massa de 377 kg (tendo uma massa de 304 kg sem combustível).
Também denominado “Carruthers Geocorona Observatory”, o observatório GLIDE (Global Lyman-alpha Imagers of the Dynamic Exosphere) é uma missão da NASA liderada pelo Departamento de Engenharia Elétrica e de Computação da Universidade de Illinois para realizar medições sem precedentes da luz ultravioleta distante emitida por átomos de hidrogénio na camada atmosférica mais externa da Terra, conhecida como exosfera, que se estende quase até metade da distãncia até à Lua.
Esta emissão serve como um rastreador da densidade e estrutura espacial da exosférica, cujo conhecimento é necessário para avançar na compreensão da física da atmosfera superior, particularmente no que diz respeito à recuperação da Terra de perturbações causadas pelo Sol, conhecidas como clima espacial.
O GLIDE estudará a variabilidade na exosfera da Terra através do rastreio da luz ultravioleta distante emitida pelo hidrogénio. A exosfera é a região exterior da atmosfera terrestre que toca o espaço – uma região onde os átomos podem escapar da Terra. A observação da estrutura global da exosfera requer um telescópio que esteja fora dos limites da atmosfera, que se estendem quase até à Lua. A trajetória de lançamento do IMAP até ao ponto Lagrangiano interno, o ponto do sistema Terra-Sol que proporciona uma visão ininterrupta do Sol, proporcionará exatamente esta perspetiva para a missão GLIDE e é ideal para as primeiras observações contínuas da exosfera e as suas variações em resposta a perturbações causadas por tempestades solares.
O GLIDE preencherá uma lacuna de medição, dado que apenas algumas imagens comparáveis em luz ultravioleta foram obtidas anteriormente de fora da exosfera. A missão irá recolher observações a alta velocidade, com uma visão de toda a exosfera, garantindo um conjunto global e abrangente de dados. Compreender as formas como a exosfera da Terra muda em 
resposta às influências do Sol acima ou da atmosfera abaixo, proporcionar-nos-á melhores formas de prever e, em última análise, mitigar as formas como o clima espacial pode interferir com as comunicações rádio no espaço.
Lançamento
A cerca de dez horas do lançamento procede-se à activação eléctrica do foguetão Falcon-9. Tanto o lançador como a sua carga são submetidos a uma série de verificações testes antes do início do abastecimento do querosene RP-1. O Director de Voo consulta os controladores a T-38m, determinando assim se tudo está pronto para o início do abastecimento do lançador. O processo de abastecimento de RP-1 inicia-se a T-35m no primeiro estágio, seguindo-se o início do abastecimento do oxigénio líquido (LOX) na mesma altura. O abastecimento de LOX ao segundo estágio inicia-se a T-16m.
A fase terminal da contagem decrescente inicia-se com os motores a serem condicionados termicamente para o lançamento a T-7m. A T-1m é enviado um comando para o computador de voo para iniciar as verificações pré-lançamento e o sistema de supressão sónica é activado na plataforma de lançamento inundada por milhões de litros de água. Por esta altura os tanques de propelente também são pressurizados. A T-45s o Director de Lançamento verifica se todos os parâmetros estão prontos para a missão, sendo também verificado que o espaço aéreo está pronto para o lançamento. A sequência de ignição é iniciada a T-3s. A T=0s o foguetão abandona a plataforma.
Abandonando a plataforma de lançamento, o Falcon-9 inicia uma série de manobras para se colocar na trajectória de voo correcta.
| Tempo (h:m:s) | Evento |
| 00:01:12 | Máxima pressão dinâmica (MaxQ) |
| 00:02:29 | Final da queima do 1.º estágio (MECO) |
| 00:02:32 | Separação entre o 1.º e o 2.º estágio |
| 00:02:40 | Ignição da primeira do 2.º estágio (SES-1) |
| 00:03:12 | Separação da carenagem de protecção |
| 00:06:37 | Início da queima de reentrada do 1.º estágio |
| 00:07:07 | Final da queima de reentrada do 1.º estágio |
| 00:07:52 | Final da primeira queima do 2.º estágio (SECO-1) |
| 00:08:20 | Início da queima de aterragem do 1.º estágio |
| 00:08:45 | Aterragem do 1.º estágio |
| 01:12:28 | Início da segunda queima do 2.º estágio (SES-2) |
| 01:13:30 | Fim da segunda queima do 2.º estágio (SECO-2) |
| 01:23:51 | Separação do IMAP |
| 01:30:26 | Separação do SWFO-L1 |
| 01:36:46 | Separação do GLIDE |
O foguetão Falcon-9
Baptizado em nome da nave Millenium Falcon da saga cinematográfica “Guerra das Estrelas”, o foguetão Falcon-9 v1.1 foi um lançador a dois estágios projectado e fabricado para o transporte seguro e fiável de satélites e do veículo Dragon para a órbita terrestre. Sendo o primeiro foguetão completamente desenvolvido no Século XXI, este lançador foi projectado desde o início para ter a máxima fiabilidade. A sua simples configuração de dois estágios minimiza o número de eventos de separação (staging) e com nove motores no primeiro estágio, pode completar a sua missão em segurança mesmo na possibilidade de perda de um motor.
O Falcon-9 fez história em 2012 quando colocou a cápsula Dragon na órbita correcta para uma manobra de encontro com a estação espacial internacional. Desde então, foram realizadas múltiplas missões para a ISS transportando e recolhendo carga para a NASA. O Falcon-9, bem como a cápsula Dragon, foram desenhados na base do desenvolvimento de um sistema de transporte de astronautas para o espaço.
O foguetão Falcon-9 Upgrade, ou Falcon-9 FT, (a seguir designado simplesmente como “Falcon-9”) representa a mais recente evolução deste lançador. De forma geral, o Falcon-9 tem 68,4 metros de comprimento, 3,7 metros de diâmetro e uma massa de 541.300 kg. O veículo é capaz de colocar uma carga de 13.150 kg numa órbita terrestre baixa ou 4.850 kg numa órbita de transferência geossíncrona.
O primeiro estágio do Falcon-9 está equipado com nove motores Merlin (Merlin-1D) e tanque de liga de alumínio e lítio que contêm oxigénio líquido e querosene RP-1. Após a ignição, um sistema de segurança fixa o veículo na plataforma de lançamento e garante que todos os motores são verificados como estando na força máxima antes de libertar o foguetão para o seu voo. Então, com uma força superior a cinco aviões Boeing 747 em potência máxima, os motores Merlin lançam o foguetão para o espaço. Ao contrário dos aviões, a força de um foguetão vai aumentando com a altitude – o Falcon-9 gera 6.806 kN ao nível do mar, mas atinge 7.426 kN no vácuo espacial. Os motores do primeiro estágio vão sendo aumentados em potência perto do final da queima do estágio para assim limitar a aceleração do veículo à medida que a massa do lançador diminui com a queima do combustível. O tempo total de queima do primeiro estágio é de 162 segundos.
Com os seus nove motores agrupados juntos na configuração ‘octaweb’, o Falcon-9 pode aguentar a falha de até dois motores durante o lançamento e mesmo assim conseguir atingir a órbita terrestre com sucesso. O Falcon-9 é o único lançador na sua classe com esta característica chave.
O motor Merlin vai encontrar as suas raízes aos motores das missões Apollo, nomeadamente o sistema de injecção baseado no motor do módulo lunar. O propelente é alimentado por uma única conduta, com uma turbo bomba de dupla pá que opera num ciclo de gerador a gás. A turbo bomba também fornece o querosene a alta pressão para os actuadores hidráulicos, que depois recicla para a entrada a baixa pressão. Isto elimina a necessidade de um sistema hidráulico separado e significa que não é possível ocorrer uma falha no controlo de vector de força por falta de fluido hidráulico. Uma terceira utilização da turbo bomba é o fornecimento de controlo de rotação ao actuar no escape da turbina de exaustão (no segundo estágio). Combinando-se estas características num só dispositivo aumenta-se assim de forma significativa o nível de fiabilidade do sistema.
O motor é capaz de desenvolver uma força de 654 kN ao nível do mar, 716 kN no vácuo, com um impulso específico de 282 segundos (nível do mar) e 311 segundos (vácuo).
A secção interestágio é uma estrutura compósita que liga o primeiro e o segundo estágio e alberga os sistemas de libertação e separação. O Falcon-9 utiliza um sistema de separação totalmente pneumático para uma separação de baixo impacto e altamente fiável que pode ser testado no solo, ao contrário dos sistemas pirotécnicos utilizados na maior parte dos lançadores.
O segundo estágio é propulsionado por um único motor Merlin de vácuo e coloca a carga a transportar na órbita desejada. O motor do segundo estágio entra em ignição poucos segundos após a separação entre o segundo e o primeiro estágio, e pode ser reiniciado várias vezes para colocar múltiplas cargas em diferentes órbitas. Para máxima fiabilidade, o segundo estágio está equipado com sistemas de ignição redundantes. Tal como o primeiro estágio, o segundo estágio é feito a partir de uma liga de alumínio e lítio.
O motor Merlin de vácuo (Merlin-1D de vácuo) desenvolve uma força de 934 kN e o seu tempo de queima é de 397 segundos.
A carenagem compósita é utilizada para proteger a carga durante a passagem do Falcon-9 pelas camadas mais densas da atmosfera. Quando a missão do Falcon-9 é o lançamento do veículo de carga Dragon, a carenagem não é utilizada, pois a cápsula possui o seu próprio sistema de protecção.
A carenagem tem 13,1 metros de comprimento e 5,2 metros de diâmetro. Fabricada em fibra de carbono, separa-se em duas metades utilizando um sistema de separação de actuadores pneumáticos semelhantes aos que são utilizados para a separação entre o primeiro e o segundo estágio.
A sequência de lançamento para o Falcon-9 é um processo de precisão ditada pela janela de lançamento tendo em conta a posição orbital a ser ocupada pela carga a bordo. Se a janela de lançamento é perdida, a missão é então adiada para a próxima janela de lançamento disponível.
Cerca de quatro horas antes do lançamento, inicia-se o processo de abastecimento – primeiro oxigénio líquido seguindo-se o querosene altamente refinado (RP-1). O vapor observado a sair do lançador durante a contagem decrescente é na realidade oxigénio a ser liberto dos tanques, sendo esta a razão pela qual o abastecimento de oxigénio líquido se mantém até quase ao final da contagem decrescente.
| Lançamento | Veículo | 1.º estágio | Local Lançamento | Data Hora (UTC) | Carga | Recuperação |
| 2025-200 | 530 | B1075.20 | VSFB, SLC-4E | 06/Set/25 18:06:39 | Starlink G17-9 | OCISLY |
| 2025-203 | 531 | B1093.6 | VSFB, SLC-4E | 10/Set/25 14:12:10 | SDA T1TL-B | OCISLY |
| 2025-205 | 532 | B1078.23 | CCSFS, SLC-40 | 12/Set/25 01:56 | Nusantara Lima | ASOG |
| 2025-207 | 533 | B1071.28 | VSFB, SLC-4E | 13/Set/25 17:55:49 | Starlink G17-10 | OCISLY |
| 2025-208 | 534 | B1094.4 | CCSFS, SLC-40 | 14/Set/25 22:11:49 | Cygnus NG-23 Alpha ContentCube DUPLEX Silversat BLAST EagleSat-2 QubeSat-2 RHOK-SAT | LZ-2 |
| 2025-210 | 535 | B1092.7 | CCSFS, SLC-40 | 18/Set/25 09:30:00 | Starlink G10-61 | JRTI |
| 2025-211 | 536 | B1088.10 | VSFB, SLC-4E | 19/Set/25 16:31:39 | Starlink G17-12 | OCISLY |
| 2025-212 | 537 | B1085.11 | CCSFS, SLC-40 | 21/Set/25 10:53:00 | Starlink G10-27 | ASOG |
| 2025-213 | 538 | B1081.18 | VSFB, SLC-4E | 22/Set/25 17:38:00 | NROL-48 | LZ-4 |
| 2025-215 | 539 | B1096.2 | KSC, LC-39A | 24/Set/25 11:30:35 | IMAP SWFO-L1 GLIDE | JRTI |
Imagens: Empresa lançadora