Após um adiamento devido às más condições meteorológicas, a Arianespace realizou com sucesso o lançamento do seu penúltimo foguetão Ariane-5ECA+ colocando a sonda JUICE a caminho de Júpiter e as suas luas.
O lançamento teve lugar às 1214:29UTC do dia 14 de Abril de 2023 e foi realizado pelo foguetão Ariane-5ECA+ a partir do Complexo de Lançamento ELA3 do CSG Kourou, Guiana Francesa. Esta foi a missão VA260 e teve uma duração de 27 minutos e 45 segundos, entre o lançamento e a separação da sonda que teve lugar às 1242UTC. A carga total foi de 6.058 kg.
A caminho do sistema jupiteriano, a JUICE irá realizar uma passagem pelo sistema Terra – Lua (manobra de gravidade assistida pela Lua) em Agosto de 2024, seguindo-se uma passagem por Vénus em Agosto de 2025 e uma nova visita à Terra em Setembro de 2026 e Janeiro de 2029. A chegada a Júpiter deverá ocorrer em Julho de 2031. Entre Julho de 2031 e Novembro de 2034, a sonda irá realizar 34 visitas às diferentes luas geladas de Júpiter, entrando em órbita de Ganimedes em Dezembro de 2034.
A sonda JUICE (JUpiter ICy moons Explorer) foi seleccionada pela ESA como a primeira missão do seu programa Cosmic Vision 2015-2025. A sua missão é a de investigar Júpiter e as suas grandes luas Calisto, Ganimedes e Europa. Durante a sua missão, a sonda irá entrar em órbita da lua Ganimedes.
Anteriormente designada como JGO (Jupiter Ganymede Orbiter), a JUICE era a parte da ESA na missão EJSM (Europa Jupiter System Mission) que seria realizada em conjunto com a NASA. A sonda foi construída pela Airbus Defence and Space que recebeu o contrato para a sua construção em Dezembro de 2015.
Com uma massa de 5.963kg, a JUICE irá de forma contínua observar a atmosfera e a magnetosfera de Júpiter, bem como a interacção das denominadas luas Galileanas (Io, Europa, Calisto e Ganimedes) com o gigante gasoso. A sonda irá visitar Calisto, o objecto com o maior número de impactos na superfície existente no Sistema Solar, e por duas vezes irá passar por Europa. A sonda irá realizar as primeiras medições da espessura da crosta gelada de Europa e irá identificar locais possíveis para uma futura exploração in situ. Finalmente, a JUICE irá entrar em órbita de Ganimedes em 2032, onde irá estudar a sua superfície gelada e a sua estrutura interna, incluindo o seu oceano na subsuperfície.
Ganimedes é a única lua no Sistema Solar capaz de gerar o seu próprio campo magnético. A JUICE irá observar em detalhe a estrutura do campo magnético e as interacções do plasma com a magnetosfera de Júpiter.
As interacções orbitais em Júpiter e Ganimedes, e o grande número de manobras orbitais planetárias (mais de 25 assistências gravitacionais e passagens planetárias) requerem que a sonda transporte cerca de 3.000 kg de propelente químico.
A grande distância da Terra resulta num atraso de comunicações de até 1h 46 m, requerendo um pré-planeamento cuidadoso e uma execução autónoma das operações por parte da sonda. Adicionalmente, a sonda está equipada com uma antena de alto ganho com cerca de de 3 metros de diâmetro para fornecer pelo menos 1,4Gb de downlink diário.
A acomodação da carga teve em consideração a necessidade de protecção contra a radiação e a satisfação de requisitos dos diferentes instrumentos. A missão da JUICE está focada em Ganimedes e Calisto, juntamente com duas passagens por Europa, estando assim fora das principais cinturas de radiação de Júpiter na maior parte das operações da missão, significando que o escudo contra a radiação pode ser utilizado como protecção primária para os sistemas electrónicos a bordo.
A utilização de energia solar em combinação com as grandes distâncias do Sol, com uma constante solar de 46 Wm-2, resulta em painéis solares com uma grande área, de entre 60 – 75 m2. Como o ambiente de radiação é dominado por electrões, podem ser utilizados painéis solares para o fornecimento de energia eléctrica, com células solares de GaAs optimizadas para condições de ‘Baixa-Intensidade/Baixa-Temperatura’.
A sonda JUICE transporta dez instrumentos:
- O 3GM, (Gravity & Geophysics of Jupiter and Galilean Moons), é um conjunto de rádio composto pelo KaT (transponder Ka), USO (oscilador ultraestável) e o acelerómetro HAA (High Accuracy Accelerometer). Irá estudar o campo gravitacional em Ganimedes, a extensão dos oceanos internos nas luas geladas, e a estrutura da atmosfera neutral e ionosfera de Júpiter e das suas luas.
- O GAla, (GAnymede Laser Altimeter) é um altímetro que irá estudar a deformação por marés em Ganimedes e a topografia das superfícies das luas geladas.
- O JANUS, é um sistema de câmaras ópticas que irá estudar de forma global, regional e local as características e processos na lua, bem como mapear as nuvens de Júpiter. Tem uma resolução de até 2,4 metros em Ganimedes e cerca de 10 km em Júpiter.
- O magnetómetro J-MAG. Está equipado com sensores para caracterizar o campo magnético Joviano e a sua interacção com o campo magnético de Ganimedes, além de estudar os oceanos na subsuperfície das luas geladas.
- O espectrómetro MAJIS (Moons and Jupiter Imaging Spectrometer). Irá observar as características das nuvens e dos constituintes atmosféricos em Júpiter, e irá caracterizar os gelos e minerais nas superfícies das luas geladas.
- PEP (Particle Environment Package). É composto por um conjunto de sensores para caracterizar o ambiente de plasma do sistema de Júpiter.
- O RIME (Radar for Icy Moons Exploration), é um radar capaz de penetrar no gelo para estudar a estrutura na subsuperfície das luas geladas até uma profundidade de cerca de 9 km.
- O RPWI (Radio and Plasma Wave Investigation) irá caracterizar as emissões de rádio e o ambiente de plasma de Júpiter e das suas luas geladas usando um conjunto de sensores e sondas.
- SWI (Sub-millimeter Wave Instrument) é um aparelho que irá investigar a estrutura da temperatura, composição e dinâmica da atmosfera de Júpiter, bem como as exosferas e superfícies das luas geladas.
- O espectrógrafo de observação UVS irá caracterizar a composição e a dinâmica das exosferas das luas geladas, estudar as auroras Jovianas, e investigar a composição e estrutura da atmosfera superior de Júpiter.
- O instrumento PRIDE (Planetary Radio Interferometer & Doppler Experiment), irá utilizar o sistema de telecomunicações da sonda, juntamente com radiotelescópios na Terra para realizar medições precisas da posição e velocidade da sonda para assim investigar os campos magnéticos de Júpiter e das suas luas geladas.
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 (Evolution Cryotechnique type A) 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 51,6.º 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.
Os lançadores Ariane-5ECA são fabricados sobre a autoridade da Agência Espacial Europeia e da agência espacial Francesa CNES (Centre National d’Etudes Spatiales). A empresa Europeia Airbus Defence and Space é a principal contratante para os veículos, liderando um consórcio multinacional de outras empresas Europeias.
| Lançamento | Veículo
Missão |
Data | Hora (UTC) | Carga |
| 2020-005 | L5110
VA251 |
16/Jan/2020 | 21:05:07 | Eutelsat Konnect
GSAT-30 |
| 2020-013 | L5111
VA252 |
18/Fev/2020 | 22:18:07 | JCSat-17
GEO-KOMPSAT-2B |
| 2020-054 | L5112
VA253 |
15/Ago/2020 | 22:04:07 | Galaxy-30 / MEV-2
BSat-4b |
| 2021-069 | L5113
VA254 |
30/Jul/2021 | 21:00:07 | Star One-D2
Eutelsat Quantum |
| 2021-095 | L5115
VA255 |
24/Out/2021 | 02:10:07 | SES-17
Syracuse-4A |
| 2021-130 | L5114
VA256 |
24/Dez/2021 | 12:20:07 | James Webb |
| 2022-067 | L5116
VA257 |
22/Jun/2022 | 21:50:07 | MEASAT-3d
CMS-02 (GSAT-24) |
| 2022-110 | L5117
VA258 |
07/Set/22 | 21:45:07 | Eutelsat Konnect VHTS |
| 2022-170 | L5118
VA259 |
13/Dez/22 | 20:30:07 | Galaxy-35
Galaxy-36 MTG-I1 |
| 2023-053 | ?
VA260 |
14/Abr/23 | 12:14:29 | JUICE |
O veículo L5118 e a missão VA260
Nesta configuração e com uma carenagem longa (construída pela Beyond Gravity Schweiz AG) com uma altura total de 17 metros, diâmetro de 5,4 metros e uma massa de 2.400 kg, a sonda JUICE ocupou a totalidade do volume no interior da carenagem onde estava colocado sobre um adaptador de carga desenvolvido pela Airbus Defence and Space – ASE e pela RUAG Space AB. A carenagem estava protegida pelo produto FAP (Fairing Acoustic Protection), que é utilizado desde a missão V175 (veículo L534).
Existem vários adaptadores Sylda – na verdade sete versões – cujas massas variam entre os 400 kg e os 530 kg e com comprimentos entre os 4,9 metros e os 6,4 metros. Neste lançamento o adaptador Sylda tinha uma massa de 440 kg.
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.
Lançamento da missão VA261
A campanha para o lançamento da missão VA260 teve início a 27 de Fevereiro de 2023 com o início da integração do lançador no interior do BIL (Launcher Integration Building). A sonda JUICE havia chegado ao CSG Kourou a 9 de Fevereiro, sendo preparada para a missão. A sua integração com o adaptador de carga ocorreu a 30 de Março e a 23 de Março ocorriam as operações de abastecimento da sonda que terminariam a 28 de Março.
Depois de integrado, o foguetão foi transportado do BIL para o edifício de integração final BAF (Final Integration Building) a 24 de Março. A integração da sonda no lançador ocorre a 1 de Abril e o ensaio geral do lançamento tem lugar a 6 de Abril. A revisão dos preparativos para o lançamento ocorrem a 8 de Abril, com o veículo a ser armado para o lançamento. O transporte do foguetão para a plataforma de lançamento ocorria a 11 de Abril e no dia seguinte iniciava-se a contagem decrescente.
A contagem decrescente final inicia-se a H0-11h 23m 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 33m 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 H0-7h 30m procede-se à 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 a H0-4h 38m 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 propelentes 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 2 horas); 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 H0-3h 28m inicia-se o abastecimento do estágio superior criogénico ESC-D, 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 propelentes criogénicos; abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 1 hora); e finalmente mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.
O condicionamento térmico do motor Vulcain ocorre a H0-3h 18m. 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-D 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 VA261 teve lugar às 1215:01UTC do dia 13 de Abril (a ignição do motor criogénico ocorre a T+1s, seguindo-se a ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido a T+7,05s), com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,3s.
A T+12,7s termina o voo vertical e 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). A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 16s (entrando-se na fase propulsionada EPC) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorre a T+3m 9s.
A T+8m 44s terminava a queima do estágio criogénico principal EPC (com a exaustão do fornecimento de hidrogénio líquido), com a sua separação a ter lugar logo de seguida. Entrando-se na fase de propulsão ESC-D, a ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+8m 49s. O final da queima do estágio superior ESC-D ocorre a T+25m 25s. A separação da sonda JUICE ocorre a T+27m 45s.
A T+33m a Agência Espacial Europeia começará a receber sinais da sonda que abrirá os seus painéis solares a T+50m, seguindo-se entre T+16h e T+17d, a abertura das antenas, sondas e magnetómetro.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 6408
– Lançamento orbital Arianespace: 305 (4,76%)
– Lançamento orbital CSG Kourou: 317 (4,95% – 100,00%)
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
6409 – 15 Abr (0647:49) – Vandenberg SFB, SLC-4E – Falcon-9 (B1063.10) – Imece, Umbra-SAR 06, ÑuSat-36, ÑuSat-37, ÑuSat-38, ÑuSat-39, GHOSt-1, GHOSt-2, Tomorrow-R1, GHGSat-C6 (Mey-Lin), GHGSat-C7 (Gaspard), GHGSat-C8 (Océane), Hawk-7A, Hawk-7B, Hawk-7C, NORSAT-TD, ION-SCV 10 (Kepler-20, Kepler-21, Istanbul, ROM-2, MRC-100), Vigoride VR-6 (LLITED-A, LLITED-B, DISCO-1, IRIS-C, REVELA, VIREO), BRO-9, Brokkr-1 (OrbAstro AF-1), CIRBE,
DEWA SAT-2, KILIÇSAT, SSS-2B, Sapling-2, Platform-3, FACSAT-2 (Chibiriquete), EPICHyper 1 (Wyvern), Connecta T2.1, LS3C, Lemur-2 163, Lemur-2 164, Lemur-2 165, INSPIRESat-1, RoseyCubesat 1, TAIFA-1
6410 – 16 Abr (0135:??) – Jiuquan, LC43/94 – Chang Zheng-4B – Fengyun-3G
6411 – 18 Abr (2329:??) – CE Kennedy, LC-39A – Falcon Heavy-06 (B1052.9, B1068.1, B1053.3) – ViaSat-3 Americas, Arcturus (Aurora 4A), G-Space 1 (GS-1, Nusantara H-1A)
6412 – 19 Abr (1333:??) – Cabo Canaveral SFS, SLC-40 – Falcon-9 (B1067.11) – Starlink G6-2
6413 – 21 Abr (????:??) – MARS Wallops Isl., LP-0A – Antares-230+ – Cygnus NG-19 (CRS-19), SeaLion (VSCP 1A), Ut-ProSat 1 (VSCP 1B)