A Blue Origin realizou o segundo lançamento do seu foguetão New Glenn a 13 de Novembro de 2025 transportando duas sondas para o estudo da magnetosfera e da atmosfera de Marte.
O lançamento do New Glenn NG-2 (GS1-SN002 “Never Tell Me The Odds”) teve lugar às 2055:01UTC e foi realizdo a partir do Complexo de Lançamento SLC-36 do Cabo Canaveral SFS, Florida.
O primeiro estágio GS1-SN002 “Never Tell Me The Odds” foi recuperado com sucesso na plataforma flutuante Jacklyn LPV1, no Oceano Atlântico.
O lançamento do New Glenn incluiu também uma demonstração do serviço de retransmissão de telemetria de lançamento InRange, da Viasat. O InRange faz parte do Projeto de Serviços de Comunicação da NASA e permanecerá integrado no New Glenn durante toda a missão NG-2.
A missão EscaPADE
A missão Escape and Plasma Acceleration and Dynamics Explorers (EscaPADE) é operada pela NASA e foi construída pela Rocket Lab USA, sendo liderada pelo Laboratório de Ciências Espaciais da UC Berkeley. A missão faz parte do programa Small Innovative Missions for Planetary Exploration (SIMPLEx) da NASA (SIMPLEx 4) — um programa criado para financiar missões de baixo custo para exploração planetária independente.
Inicialmente, a missão estava programada para voar para Marte com a missão Psyche da NASA. No entanto, após o lançamento da Psyche ter sido atribuído ao Falcon Heavy, a ESCAPADE foi removida da missão, uma vez que um lançamento no Falcon Heavy levaria a Psyche a realizar um sobrevoo de Marte com uma energia muito superior à que a EscaPADE seria capaz de suportar.
Ambas as sondas são idênticas e baseadas na plataforma Explorer (Photon-IP) e cada sonda tem uma massa de 535 kg.
Os objetivos científicos das sondas EscaPADE são: (1) compreender os processos que controlam a estrutura da magnetosfera híbrida de Marte e como esta direciona o fluxo de iões; (2) compreender como a energia e o momento são transportados do vento solar através da magnetosfera de Marte; e (3) compreender os processos que controlam o fluxo de energia e matéria para dentro e para fora da atmosfera colisional.
A missão irá medir a intensidade e a topologia do campo magnético, a distribuição do plasma iónico (separado em massas leves e pesadas), bem como os fluxos de eletrões supratérmicos e as densidades de eletrões e iões térmicos a partir de órbitas elípticas de 200 km × ~7000 km.
Cada sonda contém três experiências científicas:
- o EMAG (EscaPADE MAGnetometer) é um magnetómetro que mede campos magnéticos CC até 1000 nT, montado na extremidade e a meio caminho da haste. O EMAP foi desenvolvido pelo Centro de Voo Espacial Goddard da NASA, em Maryland.
- O EESA (EscaPADE Electrostatic Analyzer) é um analisador eletrostático concebido para medir iões supratérmicos de 2 eV a 20 keV e eletrões supratérmicos de 3 eV a 10 keV. Está montado na plataforma superior das sondas e é composto por dois sensores, EESA-i e EESA-e, para medir fluxos de iões supratérmicos, eletrões supratérmicos e topologia magnética. O instrumento EESA foi desenvolvido pela UC Berkeley, na Califórnia.
- a ELP (EscaPADE Langmuir Probe) é uma sonda Langmuir que mede a densidade do plasma de 20 a 30.000 partículas por centímetro cúbico e o fluxo solar EUV de 5 a 20 miliwatts por metro quadrado, e está montada na haste e na plataforma das sondas. O instrumento ELP foi desenvolvido pelo Laboratório de Instrumentação Espacial e Atmosférica da Universidade de Aeronautica Embry-Riddle, na Florida e no Arizona.
Após uma viagem interplanetária de onze meses, as duas sondas (denominadas “Blue” e “Gold”) vão inserir-se em órbitas elípticas em torno de Marte e realizar uma missão científica primária de um ano. As sondas utilizarão o sistema de propulsão Curie, já comprovado em voos espaciais, para realizar a inserção na órbita de Marte e estarão equipados com outros subsistemas que possibilitam a ciência planetária, incluindo rastreadores de estrelas e rodas de reacção para orirntação de precisão, desenvolvidos pela equipa Sinclair Interplanetary da Rocket Lab, bem como transcetores de alcance para navegação no espaço profundo.
A missão EscaPADE deverá durar aproximadamente 2,5 anos. Ao chegar a Marte, cada sonda irá inserir-se numa órbita de 160 km por 8.500 km com uma inclinação de 60º. Depois de orbitar na mesma órbita durante cerca de seis meses, a sonda EscaPADE Blue, reduzirá o seu apoastro — ou seja, o ponto da sua órbita mais distante de Marte — para 7.000 km, enquanto a sonda EscaPADE Gold elevará o seu apoastro para 10.000 km. Com cada sonda numa órbita diferente em torno de Marte e, portanto, com um período orbital diferente, as suas órbitas começarão a precessar a taxas diferentes, principalmente devido à não uniformidade do campo gravitacional de Marte. Esta precessão orbital irá separar as sondas, permitindo-lhes assim medir diferentes partes da magnetosfera de Marte simultaneamente.
Lançamento da missão EscaPADE
O lançador New Glenn NG-2 (GS1-SN002 “Never Tell Me The Odds”) foi transportado para a plataforma de lançamento do SLC-36, do Cabo Canaveral SFS, a 28 de Outubro de 2025, tendo sido realizado um teste estáctico dos sete motores BE-4 do primeiro estágio NG-1 a 30 de Outubro. os motores foram testados a 100% durante 22 segundos e depois diminuiram a sua potência, simulando a aterragem na plataforma Jacklyn LPV1. No total o teste teve uma duração de 33 segundos.
Após terem sido colocadas no interior da carenagem de protecção, as duas sondas foram transportadas para o edifício de integração e montagem da Ble Origin para onde o lançador NG-2 havia já sido tarnsportado após o teste estáctico. A integração da carenagem com a sua carga ocorreria a 7 de Novembro. Entretanto, a 5 de Novembro, a plataforma flutuante Jacklyn LPV1havia iniciado a sua viagem até ao ponto de recuperação do primeiro estágio. Esta viagem teve uma duração de quatro dias, chegando ao local a 9 de Novembro.
O abastacimento de hidrohénio líquido (LH2) no estágio GS2 começa a T-4h 30m, com o abastecimento de oxigénio líquido (LOX) em ambos os estágios a ter início a T-4h 00m. O abastecimento de metado líquidio (CH4) ao primeiro estágio tem início a T-3h 30m. O abastecimento é mantido nas horas seguintes até ao lançamento para compensar a evaporação natural.
A pressurização dos tanques de propolente inicia-se a T-02m 30s e o lançador começa a utilizar as suas baterias internas para o fornecimento de energia a T-1h 30s. A T-20s, o sistema de supressão sónica é activado e inicia-se a pilotagem automática do New Glenn. A ignição dos sete motores do primeiro estágio ocorre a T-5s.
Abandonando a plataforma de lançamento sobre uma coluna de fogo, o New Glenn inicia uma série de manobras para se colocar na trajectória de voo correcta.
| Tempo (h:m:s) | Evento |
| 00:01:35 | Máxima pressão dinâmica (MaxQ) |
| 00:03:05 | Final da queima do 1.º estágio (MECO) |
| 00:03:09 | Separação entre o 1.º e o 2.º estágio |
| 00:03:17 | Ignição da primeira queima do 2.º estágio |
| 00:03:50 | Separação da carenagem de protecção |
| 00:06:48 | Início da queima de reentrada do 1.º estágio |
| 00:07:18 | Final da queima de reentrada do 1.º estágio |
| 00:08:27 | Início da queima de aterragem do 1.º estágio |
| 00:09:09 | Aterragem do estágio GS1 |
| 00:12:53 | Fim da primeira queima do 2.º estágio (SECO-1) |
| 00:25:00 | Início da segunda queima do 2.º estágio |
| 00:26:44 | Fim da segunda queima do 2.º estágio (SECO-2) |
| 00:33:18 | Separação da sonda EscaPADE Blue |
| 00:33:48 | Separação da sonda EscaPADE Gold |
| 00:38:48 | Início da demonstração tecnológica da ViaSat |
| 01:41:54 | Fim da missão |
O foguetão New Glenn
Desenvolvido pela empresa norte-americana Blue Origin, o foguetão New Glenn é um lançador orbital a dois estágios, cujo primeiro estágio é reutilizável.
O desenvolvimento do foguetão New Glenn começou antes de 2013 e foi anunciado oficialmente em 2016.
O foguetão tem um comprimento de 98 metros e um diâmetro de 7 metros, sendo capaz de colocar uma carga de 45.000 kg numa órbita terrestre baixa, 13.600 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona e 7.000 kg numa órbita de injecção lunar.
Designado “Glenn Stage 1” (GS1), o primeiro estágio tem um comprimento de 57,5 metros e um diâmetro de 7 metros, desenvolvendo uma força de 17.100 kN através de sete motores BE-4 que consomem LOX e CH4.
O primeiro estágio foi concebido para ser reutilizável durante um mínimo de 25 voos e irá aterrar verticalmente, utilizando uma tecnologia desenvolvida pela Blue Origin e testada em 2015–2016 no seu veículo de lançamento suborbital New Shepard.
Este estágio consiste de três módulos: posterior, intermédio e dianteiro. O módulo posterior contém sete motores BE-4 com um impulso total de 1,71 x 104 kN ao nível do mar. Os motores BE-4 reinicializáveis proporcionam um controlo vectorial de impulso preciso e uma capacidade contínua de aceleração profunda para suportar a desaceleração propulsiva e as manobras de aterragem, ao mesmo tempo que apresentam uma longa vida útil. A saia do motor de 8,5 m de diâmetro protege os motores das condições de reentrada atmosférica e contém seis trens de aterragem armazenados.
O módulo intermédio alberga os depósitos de combustível (GNL) e oxidante (LOX). Os tanques são fabricados em alumínio ortogrelhado e concebidos para suportar as elevadas cargas realizadas durante a reentrada. Grandes aletas aerodinâmicas na extremidade traseira dos tanques proporcionam ao primeiro estágio de retorno um maior alcance cruzado durante a descida e reentrada.
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O Complexo de Lançamento SLC-36 O Complexo de Lançamento SLC-36, foi originalmente construído como LC-36 em princípios dos anos 60 do século XX e serviu de local de lançamento dos foguetões Atlas-I, Atlas-II, Atlas-III e Atlas Centaur. Originalmente o complexo era composto por duas plataforma de lançamento LC-36A e LC-36B, ocorrendo um total de 145 lançamentos a partir das duas plataforma. O primeiro lançamento a partir da Plataforma A ocorreu a 18 de Maio de 1968 quando o foguetão Atlas LV-3C AC-1 / Centaur D 126D explodiu segundos após deixar a plataforma de lançamento. A última missão com os foguetões Atlas ocorria a 31 de Agosto de 2004 quando o foguetão Atlas-IIAS (AC-167) lançava a missão NROL-1 Nemesis. Porseu lado, a Plataforma B teve o seu lançamento inaugural a 11 de Agosto de 1965, com o foguetão Atlas Centaur-D (AC-6) a lançar o simulador Surveyor SD-2. A última missão ocorria a 3 de Fevereiro de 2005 com o foguetão Atlas-3B (AC-206) a lançar a missão NROL-23 com dois satélites NOSS. Ambas as torres umbilicais das duas plataformas de lançamento seriam demolidas em 2006, com as torres móveis a serem demolidas a 16 de Junho de 2007. Em 2015, a Blue Origin alugou o SLC-36 com o objectivo de desenvolver um novo complexo de lançamento para os seus foguetões orbitais. |
O módulo dianteiro possui quatro aletas de controlo aerodinâmico accionadas para controlo de atitude durante a descida. Esta secção também fornece ligações umbilicais de terra para o New Glenn e alojamento entre estágios dos dois motores BE-3U otimizados para vácuo de segundo estágio. O módulo avançado alberga vários aviónicos de orientação, navegação e controlo, incluindo um sistema autónomo de segurança de voo. O sistema pneumático de separação do estágio, que proporciona uma separação positiva antes da ignição do segundo estágio, está localizado neste módulo.
O segundo estágio – “Glenn Stage 2” (GS-2) – é um estágio LOX/LH2 descartável com motores BE-3U de suspensão Cardan dupla com um impulso total de 1.060 kN em vácuo. O estágio tem também um diâmetro de tanque de 7 m e utiliza ferramentas comuns ao primeiro estágio para reduzir os custos recorrentes. O comprimento do tanque do segundo estágio é de 16,1 me o comprimento total, incluindo as duas tubeiras BE-3Us de alta taxa de expansão, é de 23,4 m. Semelhante ao primeiro estágio, o segundo estágio tem secções de popa, intermédia e dianteira.
A secção de popa consiste principalmente em dois motores BE-3U, estrutura de impulso de barra transversal associada e tanque/equipamento para operações de longa duração. O sistema de controlo de reações (RCS)/sistema de sedimentação utiliza propulsores triaxiais distribuídos por quatro locais ao longo da estrutura de impulsão. A secção traseira do segundo estágio integra-se com a secção dianteira do primeiro estágio e proporciona uma das duas ‘interfaces’ umbilicais do segundo estágio.
A secção intermédia contém todo o depósito de propelente, incluindo um depósito LH2 dianteiro e um depósito LOX traseiro, separados por uma antepara isolada comum. Os barris do tanque são construídos em alumínio ortogrelhado e as cúpulas são construídas em alumínio soldado. Uma única linha de alimentação LH2 externa isolada passa em redor do tanque LOX.
A secção dianteira do segundo estágio consiste na saia dianteira do tanque LH2 e numa prateleira aviónica circunferencial integrada na cúpula dianteira. A saia fornece as ‘interfaces’ mecânicas primárias para as acomodações da carga útil, incluindo uma ‘interface’ articulada entre o adaptador fixo composto e a carenagem de protecção.
Ambos os estágios utilizam tanques de alumínio ortogrelha com cúpulas de alumínio soldadas e anteparas comuns. Ambos os estágios utilizam também pressurização autógena.
Existem dois complexos de lançamento para o New Glenn, nomeadamente, o Complexo de Lançamento SLC-36, no Cabo Canaveral SFS – Florida, e o SLC-9, na Base das Forças Espaciais de Vandenberg, Califórnia.
A montagem principal do lançador New Glenn tem lugar na fábrica de foguetões Blue Origin, na Florida, perto do Complexo de Lançamento SLC-36, que a empresa alugou à Spaceport Florida.
| Lançamento | Veículo | 1.º estágio | Local Lançamento | Data Hora (UTC) | Carga | Recuperação |
| 2025-011 | NG-2 | GS1-SN001 | CCSFS, SLC-36 | 16/Jan/25 07:03 | Blue Ring | – |
| 2025-260 | NG-2 | GS1-SN002 | CCSFS, SLC-36 | 13/Nov/25 20:55:01 | EscaPADE-A Blue
EscaPADE-B Gold |
Jacklyn LPV1 |
Perfil de missão
A maioria das missões para a órbita terrestre baixa (LEO), órbita de transferência geoestacionária (GTO) e outras, seguem perfis de missão semelhantes.
O abastecimento de hidrogénio líquido ao segundo estágio inicia-se a cerca de T-4h 30m, seguindo-se a T-3h 30m o início do abastecimento de metano líquido ao primeiro estágio. A T-4h inicia-se o abastecimento de oxigénio líquido a ambos os estágios. O processo de abastecimento de propelente termina por volta de T-1h, iniciando-se a fase de reabastecimento à medida que os líquidos criogénicos se evaporam.
A T-20m inicia-se uma paragem prevista de 30 minutos na contagem decrescente para verificação das condições meteorológicas tanto no local de lançamento como na área de descida do primeiro estágio. A T-10m é feita uma verificação do estado do lançador, dos sistemas de lançamento, da carga e da plataforma de lançamento antes de se prosseguir com a contagem decrescente. Esta é retomada a T-4m.
A T-2m 30s dá-se o início da pressurização dos tanques de ambos os estágios e a T-1m 30s o lançador comela a utlizar as suas fontes intermas para o forbecimento de energia. O sistema de supressão das ondas acústicas originadas pela ignição dos motores do primeiro estágio é accionado a T-20s ao mesmo tempo que a condução interna do lançador é accionada.
Nos segundos finais antes da descolagem, a T-5,6s, os sete motores BE-4 do primeiro estágio são accionados antes de uma determinação final automatizada de avançar/não avançar. Os motores aceleram até ao impulso parcial, altura em que o software de diagnóstico de teste integrado analisa o desempenho e a integridade de cada motor. Após a verificação das condições nominais, o computador de voo emite um comando final de “confirmação para lançamento”, que permite a aceleração total do motor. O erector do transportador (Transporter Erector TE) inclina-se para fora do cone de voo, mantém pressionados os mecanismos de libertação e o New Glenn eleva-se da plataforma de lançamento, desligando todos os umbilicais do veículo de lançamento.
A fase de máxima pressão dinâmica (MaxQ) ocorre a T+1m 39s. Para uma missão GTO com uma altitude nominal do perigeu de 250 km, o primeiro estágio inicia uma sequência de final de queima do motor num tempo decorrido da missão (MET) de 3m 19s (T+3m 19s). O comando induz o corte do motor principal do BE-4 (MECO), e o impulso diminui até que a separação do segundo estágio ocorra em MET 3m 22s. O primeiro estágio reorienta-se então para a reentrada atmosférica, aterragem e recuperação.
A primeira queima dos motores BE-3U do segundo estágio começa assim que a distância adequada entre os estágios é atingida, em aproximadamente MET 3m 26s. Depois de ultrapassar o limite desejado para o fluxo de calor aerodinâmico para a carga útil em aproximadamente MET 3m 36s, a carenagem da carga útil é ejectada e o estágio continua a sustentar o voo propulsionado com a carga útil não encapsulada. Os motores queimam durante 10m 18s antes do final da queima do motor do segundo estágio (SECO-1) em MET 13m 44s. Perto do perigeu, os motores BE-3U reacendem aproximadamente em MET 28m 22s durante 99 segundos para iniciar uma transferência Hohmann juntamente com uma pequena mudança de inclinação. No exemplo da missão GTO, o veículo abranda durante 180 segundos após o SECO-2 antes de iniciar a separação da carga útil.
Dependendo da inserção orbital desejada, a duração e a quantidade de fases não propulsionadas do veículo e de reacendimentos do BE-3U variam. O segundo estágio tem uma capacidade de desaceleração de longa duração (mais de 11 horas) e pode ligar os motores até quatro vezes. Durante as fases não propulsionadas, o segundo estágio realiza manobras de ajuste de atitude e taxa de rotação conforme necessário para cumprir os critérios de aquecimento térmico e ângulo solar, antes de libertar a carga útil para inserção em órbita. Nas trajetórias de órbita de transferência elíptica, a propulsão a bordo da nave completa a elevação da órbita e/ou circularização da nave espacial na órbita final. Numa trajetória circular, os motores do segundo estágio são normalmente accionados três vezes, incluindo uma queima de circularização no apogeu da órbita de transferência antes da separação da carga útil. Uma quarta queima pode ser necessária para garantir a eliminação adequada do estágio, dependendo dos parâmetros orbitais.
Uma vez que o segundo estágio tenha entregue a carga útil e executado todas as manobras necessárias de contaminação e prevenção de colisões, aguarda a manobra para eliminação por reentrada. Normalmente, uma manobra retrógrada, como a ventilação do tanque ou outro evento propulsivo, é realizada meia órbita antes do ponto de reentrada, que é selecionado onde a altitude é suficientemente baixa para que a ruptura ocorra sobre uma área previsível sem impactos de segurança. Dependendo dos parâmetros da missão, a manobra retrógrada ocorre entre 27 minutos após o MECO para missões LEO a baixa altitude até cinco horas ou mais após o MECO para missões GTO. As missões LEO e GTO seguem diferentes perfis de missão.
Imagens: Interstellar Gateway, Blue Origin, Rocket Lab USA, NASA