A missão europeia Hera foi lançada pela empresa norte-americana Space Exploration Technologies Corp. (SpaceX) a 7 de Outubro de 2024, tendo como objectivo encontrar-se e estudar o sistema duplo de asteroides Didymos.
O lançamento ocorreu às 1452:11UTC e foi realizado pelo foguetão Falcon 9-379 (B1061.23) a partir do Complexo de Lançamento SLC-40 do Cabo Canaveral SFS, Florida. O primeiro estágio do lançador foi descartado devido à necessidade de 
se tirar partido de todo o desempenho do foguetão.
A viagem da Hera terá cerca de dois anos de duração, realizando várias manobras para atingir o seu objectivo. Deixando a vizinhança da Terra, a sonda irá realizar uma manobra no espaço profundo em Novembro de 2024, seguindo-se uma manobra de assistência gravitacional de Marte em meados de Março de 2025. Uma segunda manobra no espaço profundo será realizada em Fevereiro de 2026, com um “encontro impulsivo” a ter lugar em Outubro de 2026 colocando a sonda na vizinhança do seu objectivo para inserção orbital.
Após entrar em órbita do sistema de asteróides, seguir-se-ão diferentes fases de voo: Fase de caracterização Inicial – nesta fase, a sonde irá cumprir uma série de arcos hiperbólicos até cerca de 20 km a 30 km de distância para obter dados sobre a sua forma global, massa e propriedades térmicas e dinâmicas (serão identificadas regiões alvo para voos próximos durante as seguintes fases); Fase de Libertação das Cargas – nesta fase, a sonda irá separar os dois CubeSat e dar apoio às suas operações iniciais; Fase de Caracterização Detalhada – com uma duração de quatro semanas, nesta fase a sonda irá reduzir a sua distância dos asteróides até 8 km a 10 km, realizando um mapeamento à escala do metro (nesta fase serão realizadas medições multi ponto entre a Hera e os CubeSat); Fase de Observação Próxima – durante seis semanas serão realizadas observações contínuas enquanto se reduz a distância dos asteróides (serão utilizados doze voos de aproximação para uma grande fracção da área da superfície de Dimorphos, incluindo o local de impacto da sonda DART); Fase Experimental – durante seis semanas serão testadas técnicas inovadoras de navegação para se realizar voos «rasantes» até altitudes de 1 km da superfície de Dimorphos, atingindo-se resoluções de decímetros, incluindo a zona de impacto do DART (esta fase, e a própria missão, poderá terminar com a descida da sonda Hera na superfície do asteroide).
A sonda Hera
A missão Hera é uma missão de defesa planetária desenvolvida no Programa de Segurança e Proteção Espacial da Agência Espacial Europeia. A chegada ao asteróide binário (65803) Didymos e, em particular, a sua lua, Dimorphos, ocorrerá em Dezembro de 2026. Dimorphos sofreu o impacto da sonda DART da NASA a 26 de Setembro de 2022, como o primeiro teste de deflexão de asteróides.
Os principais objetivos do Hera são a caracterização detalhada das propriedades físicas de Didymos e Dimorphos e da cratera feita pela missão DART, bem como a medição da eficiência de transferência de momento resultante do impacto do DART. Os dados da sonda Hera e dos seus dois CubeSats também fornecerão informações significativas sobre a ciência dos asteróides e a história evolutiva do nosso Sistema Solar. A sonda realizará o primeiro encontro com um asteróide binário e fornecerá novas medições, como sondagens de radar do interior de um asteróide, que permitirão testar modelos de ciência planetária. A missão proporcionará assim um elemento crucial no esforço global para evitar futuros impactos de asteróides, ao mesmo tempo que proporcionará ciência de ponta a nível mundial.
A missão tem como objectivo avaliar o impacto cinético anterior da sonda DART da NASA no corpo secundário Dimorphos. A Hera também demonstrará múltiplas tecnologias novas, como a navegação autónoma em torno do asteróide e recolherá dados científicos cruciais, para ajudar os cientistas e futuras missões a compreender melhor as composições e estruturas dos asteróides.
O corpo principal do sistema (65803) Didymos tem o tamanho de uma montanha com 780 m de diâmetro e é orbitado pela lua Dimorphos, de 160 metros. Este corpo mais pequeno, é o foco da missão, a qual realizará um mapeamento científico visual, ‘laser’ e rádio de alta resolução, que será o asteróide mais pequeno visitado até agora, para construir mapas detalhados da sua superfície e estrutura interna.
A Hera transporta dois pequenos CubeSats: o Juventas realizará a primeira observação de detecção remota por radar de um asteróide, enquanto o Milani (ex APEX) realizará um levantamento mineral multiespectral da sua composição. Estes dois nanossatélites serão separados a algumas centenas de metros acima da superfície do corpo celeste e voarão mais perto do seu asteróide alvo e correrão mais riscos do que a nave principal Hera, e ambos acabarão por atingir a superfície assim que os objectivos da sua missão principal forem alcançados. A esperança é que ambos os CubeSats sobrevivam à descida para devolver algumas observações, incluindo imagens de perto do material da superfície.
Com uma massa de 1.082 kg, a sonda foi desenvolvida pela OHB-System GmbH. Com uma forma cúbica, as suas dimensões são 1.6 × 1.6 × 1.7 metros. As suas necessidades energéticas são providas por painéis solares com uma área de 13 m2. A sonda está equipada com um sistema de comunicações que lhe permite comunicar com os dois pequenos CubeSat.
A bordo transporta quatro instrumentos: Asteroid Framing Cameras (AFC), Hyperspectral imager – HyperScout-H, Planetary ALTimeter (PALT), o Thermal Infrared Imager (TIRI) e o X-Band Radio Science (X-DST).
As AFC são os principais instrumentos do Hera. As câmaras foram desenvolvidas pela empresa JenaOptronik. Idênticas e redundantes, cada uma deles possui um sensor pancromático FaintStar de 1020 x 1020 píxeis com lentes telefoto. O campo de visão é de 5,5 x 5,5 graus e a resolução espacial chega a um metro a uma distância de 10 km. Estas câmaras devem fornecer características físicas da superfície dos asteróides Didymos e Dimorphos, bem como da cratera criada pelo DART e da zona de aterragem do Juventas.
O HyperScout-H, desenvolvido pela Cosine Remote Sensing, é um gerador de imagens hiperespectral que deve fornecer imagens numa gama espectral entre 665 e 975 nm (visível e infravermelho próximo). O instrumento faz as suas observações 
em 25 bandas espectrais distintas. Esta é uma versão específica desenvolvida para o Hera, diferente do HyperScout padrão.
O PALT é um altímetro planetário micro-Lidar que utiliza um ‘laser’ que emite um feixe de luz infravermelha de 1,5 mícron. O seu varrimento no solo 
é de 1 m a uma altitude de 1 km (1 miliradiano). A precisão da medição de altitude é de 0,5 m. A sua frequência é de 10 Hertz.
O TIRI é um termovisor de infravermelhos fornecido pela Agência Espacial Japonesa, JAXA. A gama espectral observada situa-se entre os 7 e os 14 mícrons e possui 6 filtros. O seu alcance 
visual é de 13,3 x 10,6°. A resolução espacial é de 2,3 m a uma distância de 10 km.
A massa dos dois asteróides que compõem o sistema binário, as características do seu campo gravitacional, a sua velocidade de rotação e as suas órbitas serão medidas através de perturbações de ondas de rádio causadas pelo efeito Doppler. As medições referem-se às trocas de rádio entre a sonda e estações terrestres, mas também entre a sonda e os CubeSats. Devido à baixa órbita em que os CubeSats irão circular, estas últimas medições são cruciais para determinar a gravidade do asteróide Didymos, utilizando o instrumento X-DST.
Os CubeSat Juventas e Milani
Ambos os CubeSats são construídos tendo por base o factor de forma CubeSat-6U, tendo uma massa de cerca de 12 kg (abastecidos). Ambos são estabilizados nos três eixos espaciais e possuem um sistema de propulsão a gás frio. Comunicam com a nave-mãe em banda-S. O efeito Doppler que afeta as ligações rádio é utilizado para medir as características do campo gravitacional do sistema binário.
Os pequenos satélites possuem uma câmara de luz visível e sensores estelares utilizados para determinar as variações dinâmicas dos asteróides. Os dois CubeSats estão equipados com acelerómetros que serão utilizados para determinar as propriedades da superfície de Dimorphos se os CubeSats aterrarem na sua superfície como planeado no final da sua missão. O satélite Juventas foi desenvolvido pela GomSpace, enquanto o satélite Milani foi fabricado pela Tyvak International.
O satélite Juventas tem como missão determinar as características geofísicas do asteroide Dimorphos, mapeando o seu campo gravítico e determinando a sua estrutura interna, bem como as características da sua superfície.
Para cumprir estes objetivos, dispõe dos seguintes instrumentos: o radar JuRa e o gravímetro GRASS. O radar JuRa opera na frequência de 50–70 MHz com uma resolução espacial de 10 a 15 m. É o primeiro instrumento a sondar as camadas internas de um asteróide, utilizando duas antenas dipolo com cada mastro a medir 1,5 m. Cada sessão de medição pode durar até 45 minutos. Ocupa um volume inferior a 1U e a sua massa é inferior a 1,3 kg. O gravímetro GRASS tem uma gama dinâmica de 5 x 10−4 e uma a sensibilidade é de 5 x 10−7. A sua massa é inferior a 0,38 kg.
O Juventas está ainda equipado com uma câmara e uma ligação via rádio com a sonda Hera (medição do efeito Doppler).
Baptizado em honra de Andrea Milani – matemática e astrónoma italiana – o CubeSat Milani (anteriormente designado APEX Asteroid Prospection Explorer) tem como missão obter imagens e medir as características do pó possivelmente 
presente nos asteróides. O pequeno satélite deverá mapear os dois asteróides que formam o asteróide Didymos, caracterizar a sua superfície, avaliar os efeitos do impacto do DART, contribuir para as medições do campo gravitacional dos asteróides e determinar as características das nuvens de poeira possivelmente localizadas ao redor dos mesmos.
Está equipado com dois instrumentos: o espectrómetro de imagem hiperespectral ASPECT, é o instrumento a bordo, e funciona em luz visível e infravermelha próxima (0,5 a 2,5 mícrons). A sua resolução espacial é de 2 m a 10 km e a sua resolução espectral é inferior a 40 nanómetros (20 nanómetros no visível). Possui um total de 72 canais. O termogravímetro VISTA é responsável pela deteção de poeiras (5 a 10 mícrons), voláteis (como a água) e materiais orgânicos leves.
Lançamento
Os preparativos finais para o lançamento iniciaram-se com a partida desde o Porto de Long Beach, Califórnia, da plataforma flutuante OCISLY (rebocada pela embarcação Lindsay C) às 2339UTC do dia 16 de Setembro, enquanto o navio de apoio Go Beyond deixava o seu porto de abrigo pelas 0052UTC do dia seguinte.
A cerca de dez horas do lançamento procedeu-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 da SpaceX 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. A fase MaxQ, de máxima pressão dinâmica, é atingida a T+1m 7s, sendo nesta altura que o lançador atinge o ponto mais elevado de ‘stress’ mecânico na sua estrutura.
| Tempo (h:m:s) | Evento |
| 00:01:09 | 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 |
| 00:02:39 | Ignição do 2.º estágio (SES-1) |
| 00:03:08 | Separação da carenagem de protecção |
| 00:06:01 | Início da queima de reentrada do 1.º estágio |
| 00:06:24 | Final da queima de reentrada do 1.º estágio |
| – | Início da queima de aterragem do 1.º estágio |
| – | Aterragem do 1.º estágio |
| 00:08:47 | Final da primeira queima do 2.º estágio (SECO-1) |
| 00:53:42 | Início da segunda queima do 2.º estágio (SES-2) |
| 00:53:43 | Final da segunda queima do 2.º estágio (SES-2) |
| 01:00:35 | Separação dos satélites Starlink |
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 pela SpaceX 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, fazendo da SpaceX a primeira companhia comercial a visitar a ISS. Desde então, a SpaceX realizou 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 foi desenvolvido internamente pela SpaceX, mas 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 que se observa 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 |
| 2024-158 | 370 | B1077.15 | CCSFS, SLC-40 | 31/Ago/24 15:33 | Starlink G8-11 | JRTI |
| 2024-160 | 371 | B1063.20 | VSFB, SLC-4E | 06/Set/24 03:20 | NROL-113 | OCISLY |
| 2024-161 | 372 | B1083.4 | KSC, LC-39A | 10/Set/24 09:23:49 | Polaris Dawn | JRTI |
| 2024-163 | 373 | B1078.13 | CCSFS, SLC-40 | 12/Set/24 08:52 | BlueBird-1 a BlueBird-5 | LZ-1 |
| 2024-164 | 374 | B1071.18 | VSFB, SLC-4E | 13/Set/24 01:45 | Starlink G9-6 | OCISLY |
| 2024-167 | 375 | B1067.22 | CCSFS, SLC-40 | 17/Set/24 22:50:49 | Galileo-FOC FM26 Galileo-FOC FM32 | JRTI |
| 2024-171 | 376 | B1075.13 | VSFB, SLC-4E | 20/Set/24 13:50 | Starlink G9-17 | OCISLY |
| 2024-175 | 377 | B1081.10 | VSFB, SLC-4E | 25/Set/24 04:01:20 | Starlink G9-8 | OCISLY |
| 2024-178 | 378 | B1085.2 | CCSFS, SLC-40 | 28/Set/24 17:17:21 | Freedom (Crew-9) | LZ-1 |
| 2024-180 | 379 | B1061.23 | CCSFS, SLC-40 | 04/Out/24 14:52:11 |
Hera Juventas Milani |
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Imagens: ESA, SpaceX