OBA - Lançamento de Foguetes
OBA - Lançamento de Foguetes
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e o programa espacial brasileiro
Todos os satélites atualmente<br />
entram em órbita carregados por<br />
um foguete ou no compartimento<br />
<strong>de</strong> carga <strong>de</strong> um ônibus espacial.
Para a maioria dos lançamentos <strong>de</strong> satélite, um foguete <strong>de</strong><br />
lançamento programado é apontado diretamente para cima. Isso<br />
permite ao foguete alcançar a parte mais espessa da atmosfera<br />
mais rapidamente, minimizando o consumo <strong>de</strong> combustível.
Se atirarmos um objeto para cima, na<br />
vertical, observamos que esse objeto<br />
à medida que vai subindo. per<strong>de</strong><br />
velocida<strong>de</strong> até atingir o seu ponto<br />
mais elevado, para <strong>de</strong>pois cair à<br />
velocida<strong>de</strong> crescente até chegar ao<br />
solo.
Se atirarmos com mais<br />
força, fazendo com que sua<br />
velocida<strong>de</strong> seja maior,<br />
evi<strong>de</strong>ntemente que<br />
alcançará uma altura maior.
Po<strong>de</strong>mos intuir daí que, se<br />
conseguíssemos lançar com<br />
muito mais força, po<strong>de</strong>ríamos<br />
lançar o objeto <strong>de</strong> tal forma que<br />
ele já não voltaria mais.
Como a energia mecânica se conserva, temos:<br />
E<br />
i<br />
mec<br />
E<br />
f<br />
mec<br />
E<br />
c<br />
E<br />
p<br />
inicial<br />
E<br />
c<br />
E<br />
p<br />
final<br />
No início, a nave está em solo, portanto sua energia potencial é<br />
ZERO joule. No fim (ponto mais alto), a velocida<strong>de</strong> da nave é 0<br />
m/s, portanto a energia cinética é ZERO joules. Assim:<br />
E<br />
c<br />
inicial<br />
2<br />
v<br />
m<br />
2<br />
E<br />
p<br />
mgh<br />
final<br />
Como vemos, a velocida<strong>de</strong> <strong>de</strong> escape <strong>de</strong> um<br />
corpo não <strong>de</strong>pen<strong>de</strong> da massa (m) <strong>de</strong>sse<br />
corpo.<br />
2<br />
v<br />
2<br />
v<br />
2<br />
v<br />
2<br />
GM<br />
R<br />
2<br />
R<br />
GM<br />
R<br />
2GM<br />
R
v<br />
Terra<br />
2GM<br />
R<br />
T<br />
v<br />
Terra<br />
2<br />
-11<br />
6,67x10 6,0x10<br />
6<br />
6,4x10<br />
24<br />
11,3<br />
10<br />
3<br />
m<br />
/ s<br />
A velocida<strong>de</strong> <strong>de</strong> escape não é a mesma em todos os corpos<br />
celestes.<br />
Cada um <strong>de</strong>les tem a sua própria velocida<strong>de</strong> <strong>de</strong> escape.
Após o foguete ter sido lançado, o seu mecanismo <strong>de</strong> controle usa o sistema<br />
<strong>de</strong> orientação inercial para calcular os ajustes necessários nos bocais do<br />
foguete e incliná-lo em direção a um curso <strong>de</strong>scrito no plano <strong>de</strong> vôo.
O centro <strong>de</strong> pressão é um ponto on<strong>de</strong> atua a resultante das forcas aerodinâmicas as quais o foguete esta sujeito.<br />
Um foguete precisa ser controlado muito precisamente para inserir um<br />
satélite <strong>de</strong>ntro da órbita <strong>de</strong>sejada. O Sistema <strong>de</strong> orientação inercial<br />
(IGS), <strong>de</strong>ntro do foguete, torna possível este controle.
O IGS <strong>de</strong>termina a exata localização e orientação do foguete, medindo<br />
precisamente todas as acelerações que ele experimenta, usando giroscópios e<br />
acelerômetros.
O giroscópio consiste essencialmente em uma roda livre, ou<br />
varias rodas, para girar em qualquer direção e com uma<br />
proprieda<strong>de</strong>: opõe-se a qualquer tentativa <strong>de</strong> mudar sua direção<br />
original. Exemplo facilmente observável é que, ao girar a roda <strong>de</strong><br />
uma bicicleta no ar e tentar mudar a direção <strong>de</strong> seu eixo<br />
bruscamente, percebe-se uma enorme reação.
Um acelerômetro nada mais é que um instrumento capaz <strong>de</strong><br />
medir a aceleração sobre objetos.
Encha um copo até a meta<strong>de</strong> e coloque-o sobre um objeto móvel, um skate ou<br />
algo parecido. Ao empurrá-lo para frente, uma das laterais do copo fica mais<br />
cheia que a outra <strong>de</strong>vido à aceleração, se você pu<strong>de</strong>r calcular o ângulo <strong>de</strong><br />
inclinação da água, é possível <strong>de</strong>terminar a força aplicada.
Na maioria dos casos, o plano <strong>de</strong> vôo exige que o foguete siga<br />
em direção leste, porque a Terra, também girando nesse sentido,<br />
proporciona ao veículo um impulso livre.
A intensida<strong>de</strong> <strong>de</strong>sse impulso <strong>de</strong>pen<strong>de</strong> da velocida<strong>de</strong> <strong>de</strong><br />
rotação da Terra no local <strong>de</strong> lançamento.<br />
O impulso é maior no equador, on<strong>de</strong> a distância ao<br />
redor da Terra é maior e a rotação mais rápida.
Qual a intensida<strong>de</strong> do impulso <strong>de</strong> um lançamento<br />
equatorial<br />
Para fazer uma ligeira estimativa, po<strong>de</strong>mos <strong>de</strong>terminar a<br />
circunferência da Terra multiplicando seu diâmetro por<br />
(3,1416).<br />
perímetro da circunferência = 2<br />
R<br />
O diâmetro da Terra (2R) é <strong>de</strong> aproximadamente 12.753 km.<br />
Multiplicando por<br />
temos uma circunferência <strong>de</strong> mais ou menos<br />
40.065 km.
Para percorrer essa distância em 24 horas, um<br />
ponto na Terra <strong>de</strong>ve mover-se a 1.669 km/h.
Um lançamento do Cabo Canaveral na Flórida não fornece um<br />
impulso tão gran<strong>de</strong> a partir da velocida<strong>de</strong> rotacional da Terra.
Uma das instalações <strong>de</strong> lançamento do Centro Espacial Kennedy,<br />
o Complexo <strong>de</strong> Lançamento 39-A, está localizado a<br />
28°36 29,7014 <strong>de</strong> latitu<strong>de</strong> norte. A velocida<strong>de</strong> <strong>de</strong> rotação da<br />
Terra naquele lugar é <strong>de</strong> quase 1.440 km/h.
A diferença <strong>de</strong> velocida<strong>de</strong> na superfície da Terra entre o equador<br />
e o Centro Espacial Kennedy, é, então, <strong>de</strong> aproximadamente<br />
229 km/h.
Observação: a Terra, na verda<strong>de</strong>, é achatada nos pólos e mais<br />
larga em torno do centro; por esta razão, nossa estimativa da<br />
circunferência da Terra é um pouco menor.
Consi<strong>de</strong>rando que os foguetes po<strong>de</strong>m viajar a milhares <strong>de</strong><br />
quilômetros por hora, você talvez imagine porque uma diferença<br />
<strong>de</strong> apenas 229 km/h fosse importar. A resposta é que os<br />
foguetes, com sua carga e combustível, são muito pesados.
A <strong>de</strong>colagem do ônibus<br />
espacial En<strong>de</strong>avour em<br />
11 <strong>de</strong> fevereiro <strong>de</strong> 2000,<br />
por exemplo, com a<br />
Missão <strong>de</strong> topografia<br />
por radar <strong>de</strong>mandou o<br />
lançamento <strong>de</strong> uma<br />
massa total <strong>de</strong><br />
2.050.447 kg.
É necessária uma quantida<strong>de</strong> enorme <strong>de</strong> energia para acelerar<br />
tal massa a 229 km/h, e também, uma quantida<strong>de</strong> gran<strong>de</strong> <strong>de</strong><br />
combustível. Lançamentos a partir do equador fazem uma<br />
significativa diferença.
A primeira base <strong>de</strong> lançamentos <strong>de</strong> foguetes do Brasil, foi criada em<br />
1965. Está localizado na Rota do Sol, no município <strong>de</strong> Parnamirim, a<br />
12km <strong>de</strong> Natal, capital do Rio Gran<strong>de</strong> do Norte.
Nela se concentram operações <strong>de</strong> lançamento <strong>de</strong><br />
foguetes <strong>de</strong> pequeno e <strong>de</strong> médio porte.
O Nike Apache, foi o<br />
primeiro foguete a<br />
ser lançado <strong>de</strong>sta<br />
base, em <strong>de</strong>zembro<br />
<strong>de</strong> 1965 e era um<br />
foguete <strong>de</strong><br />
sondagem <strong>de</strong><br />
fabricação dos EUA.
Nesta base já foram lançados mais <strong>de</strong> 400 foguetes, <strong>de</strong>s<strong>de</strong> os<br />
pequenos foguetes <strong>de</strong> sondagem meteorológica do tipo Loki, até<br />
veículos <strong>de</strong> alta performance da classe Castor-Lance, <strong>de</strong> quatro<br />
estágios.
Segunda base <strong>de</strong> lançamentos <strong>de</strong> foguetes do Brasil, foi criada em 1989<br />
no município <strong>de</strong> Alcântara a 408 km <strong>de</strong> São Luísno estado do<br />
Maranhão.
A base é consi<strong>de</strong>rada uma das melhores<br />
do mundo pela sua localização<br />
geográfica.<br />
Proximida<strong>de</strong> da base com a linha do equador (2°18 latitu<strong>de</strong> sul): a velocida<strong>de</strong> <strong>de</strong><br />
rotação da Terra na altura do equador, auxilia o impulso dos lançadores e assim<br />
favorece a economia do propelente utilizado nos foguetes.<br />
Disposição da península <strong>de</strong> Alcântara: permite lançamentos em todos os tipos <strong>de</strong><br />
órbita, <strong>de</strong>s<strong>de</strong> as equatoriais (em faixas horizontais) às polares (em faixas verticais), e a<br />
segurança das áreas <strong>de</strong> impacto do mar que foguetes <strong>de</strong> vários estágios necessitam<br />
ter.<br />
Área do Centro: a baixa <strong>de</strong>nsida<strong>de</strong> <strong>de</strong>mográfica possibilita a existência <strong>de</strong> diversos<br />
sítios para foguetes diferentes.<br />
Condições climáticas: o clima estável, o regime <strong>de</strong> chuvas bem <strong>de</strong>finido e os ventos<br />
em limites aceitáveis tornam possível o lançamento <strong>de</strong> foguetes em praticamente<br />
todos os meses do ano.
O CLA <strong>de</strong>stina-se a realizar missões <strong>de</strong> lançamentos <strong>de</strong> satélites e sedia<br />
os testes do Veículo Lançador <strong>de</strong> Satélites (VLS).
Uma vez que um foguete atinge ar extremamente rarefeito, o seu<br />
sistema <strong>de</strong> navegação <strong>de</strong>tona pequenos foguetes, somente o<br />
necessário para alinhar o veículo na posição horizontal.
O satélite é então liberado. Neste momento, os foguetes são<br />
acionados mais uma vez, para garantir que haja uma separação<br />
entre o veículo <strong>de</strong> lançamento e o próprio satélite.
é a velocida<strong>de</strong> necessária para<br />
alcançar o equilíbrio entre a atração<br />
da gravida<strong>de</strong>, ocorrida sobre o<br />
satélite, e a inércia do seu<br />
movimento (a tendência <strong>de</strong> continuar<br />
se movendo).<br />
Esta é <strong>de</strong> aproximadamente<br />
27.359 km/h a uma altitu<strong>de</strong> <strong>de</strong><br />
242 km.
Os planetas <strong>de</strong>screvem órbitas elípticas<br />
em torno do Sol, que ocupa um dos<br />
focos da elipse <strong>de</strong>scrita.
O segmento imaginário que une<br />
o centro do Sol e o centro do planeta<br />
varre áreas iguais em intervalos <strong>de</strong><br />
tempo iguais.<br />
A1 = A2
O ponto da órbita mais próximo ao Sol é chamado <strong>de</strong><br />
periélio.<br />
O ponto mais afastado do Sol é <strong>de</strong>nominado afélio.
2<br />
3<br />
O quadrado do período <strong>de</strong><br />
revolução <strong>de</strong> cada planeta<br />
é proporcional ao cubo<br />
da distância média do<br />
planeta ao Sol.<br />
Sendo T o período do planeta, isto é, o intervalo <strong>de</strong> tempo para ele dar<br />
uma volta completa em torno do Sol, e r a medida do semi-eixo maior <strong>de</strong><br />
sua órbita (<strong>de</strong>nominado raio médio).<br />
A constante <strong>de</strong> proporcionalida<strong>de</strong> K só <strong>de</strong>pen<strong>de</strong> da massa do Sol.
Um corpo qualquer atrai outro exercendo sobre ele uma<br />
força gravitacional, dirigida ao longo da linha reta<br />
imaginária que une os dois corpos. O valor da força é<br />
diretamente proporcional às massas dos dois corpos e é<br />
inversamente proporcional ao quadrado da distância<br />
entre os corpos.
As forças aparecem aos pares: se um corpo atrai outro, é também<br />
atraído pelo outro.<br />
Exemplo: a Terra atrai um satélite e o<br />
satélite atrai a Terra com uma força <strong>de</strong><br />
mesma intensida<strong>de</strong>, mesma direção e<br />
sentido contrário.
2<br />
Gé uma constante, M é a massa do primeiro corpo,<br />
m é a massa do segundo corpo e d é a distância<br />
entre os centros dos dois corpos.<br />
A constante Gé a mesma em todo o universo<br />
chamando-se, por isso, constante <strong>de</strong> gravitação<br />
universal e tem o valor <strong>de</strong><br />
6 ,7 x10<br />
11<br />
Nm<br />
Kg<br />
2<br />
2
Quanto maior for o impulso com o qual atiramos uma pedra, menos encurvada<br />
será sua trajetória. Po<strong>de</strong>mos imaginar que a pedra seja atirada com tanta violência<br />
que o encurvamento da trajetória seja exatamente igual à curvatura da superfície da<br />
Terra, que é praticamente esférica.
Nesse caso, a pedra nunca<br />
atingiria a superfície porque à<br />
medida que sua trajetória se<br />
encurvasse, a superfície da Terra<br />
se encurvaria da mesma maneira.<br />
Seria como se tivéssemos atirado<br />
a pedra além do horizonte.<br />
Se o ar não a retardasse, a pedra<br />
percorreria uma órbita em torno<br />
da Terra como um satélite.
Não havendo resistência do ar, a única força na pedra é a força <strong>de</strong> atração<br />
pelo planeta.<br />
Esta força atua como resultante centrípeta, não alterando o valor da<br />
velocida<strong>de</strong> em módulo e garantindo o Movimento Curvilíneo.<br />
F<br />
raio<br />
raio<br />
GM<br />
raio<br />
R<br />
GMm<br />
2<br />
GMm<br />
2<br />
c<br />
v<br />
ma<br />
2<br />
mv<br />
c<br />
2<br />
raio<br />
A distância na fórmula <strong>de</strong><br />
Newton é o raio da órbita.<br />
A aceleração centrípeta<br />
po<strong>de</strong> ser calculada<br />
dividindo-se a velocida<strong>de</strong><br />
constante da pedra em<br />
torno da órbita pelo raio da<br />
órbita.
GM<br />
raio<br />
v<br />
2<br />
É <strong>de</strong>sta maneira que calculamos a<br />
velocida<strong>de</strong> orbital do satélite.<br />
6,67 10<br />
6370<br />
11<br />
5,98 10<br />
3<br />
242 10<br />
24<br />
v<br />
2<br />
No exemplo dado anteriormente, para<br />
uma altitu<strong>de</strong> <strong>de</strong> 242 km, ao efetuarmos<br />
este cálculo obtemos a velocida<strong>de</strong><br />
aproximada <strong>de</strong> 27.359 km/h.<br />
Dados:<br />
G = 6, 67 x 10 -11 N . m 2 /kg 2<br />
R T = 6370 km<br />
M T = 5, 98 x 10 24 kg
GM<br />
raio<br />
v<br />
2<br />
A velocida<strong>de</strong> orbital <strong>de</strong> um satélite <strong>de</strong>pen<strong>de</strong><br />
da sua altitu<strong>de</strong> em relação à Terra. Quanto<br />
mais próximo da Terra, mais rápida a<br />
velocida<strong>de</strong> orbital precisa ser.<br />
6,67 10<br />
6370<br />
11<br />
5,98 10<br />
3<br />
242 10<br />
24<br />
v<br />
2<br />
É importante lembrar que <strong>de</strong>vemos somar o raio da Terra à altitu<strong>de</strong> e que esta<br />
distância <strong>de</strong>ve estar em metros. Assim obteremos a velocida<strong>de</strong> da órbita em<br />
metros por segundo. Basta multiplicarmos este valor por 3,6 para obtermos a<br />
velocida<strong>de</strong> em km/h.
GM<br />
raio<br />
GM<br />
r<br />
v<br />
2<br />
S<br />
t<br />
2<br />
Como a velocida<strong>de</strong> orbital é constante,<br />
po<strong>de</strong> ser calculada dividindo-se o<br />
<strong>de</strong>slocamento pelo intervalo <strong>de</strong> tempo<br />
necessário para completar a volta.<br />
GM<br />
r<br />
T<br />
2<br />
GM<br />
r<br />
3<br />
2<br />
T<br />
4<br />
2<br />
2<br />
r<br />
2<br />
O <strong>de</strong>slocamento S é o perímetro da<br />
circunferência que po<strong>de</strong> ser calculado<br />
por 2 r.<br />
Isolando em um lado da igualda<strong>de</strong> o<br />
quadrado do período dividido pelo<br />
cubo do raio, encontramos a constante<br />
3ª lei <strong>de</strong> Kepler.<br />
T<br />
2<br />
4<br />
2<br />
r<br />
3<br />
GM
Uma órbita é consi<strong>de</strong>rada geoestacionária quando é circular<br />
e se processa exatamente sobre o equador da Terra.<br />
Sua rotação acompanha exatamente a rotação da Terra.
Desta forma para um observador que estiver situado<br />
sobre a superfície, verá que um satélite pertencente a<br />
uma órbita geoestacionária, permanece sempre na<br />
mesma posição.
Éo caso da maioria dos satélites artificiais <strong>de</strong> comunicações e <strong>de</strong> televisão que ficam<br />
em órbitas geoestacionárias a fim <strong>de</strong> permanecerem sempre sobre a mesma posição<br />
aparente e <strong>de</strong>sta forma sempre po<strong>de</strong>r receber e transmitir dados para uma mesma<br />
região o tempo todo. Assim uma antena terrestre po<strong>de</strong> permanecer fixa apontando<br />
sempre uma dada direção do céu, sem necessitar ser redirecionada periódicamente.
Para que um satélite permaneça sempre sobre um <strong>de</strong>terminado<br />
ponto da superfície da Terra, ele <strong>de</strong>ve orbitar sempre a uma<br />
distancia fixa <strong>de</strong> 35.786 km acima do nível do mar, no plano do<br />
equador da Terra. Isso in<strong>de</strong>pen<strong>de</strong>nte da massa do satélite.
F resultante<br />
= F centripeta<br />
Observe que a massa do satélite, m sat<br />
, aparece em cada lado da igualda<strong>de</strong>, indicando<br />
que po<strong>de</strong>m ser canceladas.<br />
a g<br />
= a c<br />
Isso significa que um satélite em órbita geoestacionária não <strong>de</strong>pen<strong>de</strong> <strong>de</strong> sua massa.<br />
G.<br />
M t<br />
2<br />
v<br />
2<br />
R R
Como a velocida<strong>de</strong> escalar v é igual à velocida<strong>de</strong> angular<br />
v =<br />
R<br />
multiplicada pelo raio:<br />
Temos<br />
G.<br />
M<br />
2<br />
R<br />
G.<br />
M<br />
2<br />
R<br />
G.<br />
M<br />
t<br />
t<br />
t<br />
2<br />
2<br />
. R<br />
R<br />
. R<br />
. R<br />
3<br />
2<br />
Isolamos o raio na conta pois queremos saber a distância na qual ocorre a<br />
órbita geoestacionária<br />
R<br />
G M<br />
3 .<br />
t<br />
2
O segredo está em calcular a velocida<strong>de</strong> angular do satélite, utilizando como<br />
t o tempo <strong>de</strong> rotação da Terra (aproximadamente 24 horas)<br />
2 3,14<br />
86164<br />
2<br />
t<br />
7,29<br />
10<br />
5<br />
rad<br />
/<br />
s<br />
OBS.: O tempo que se leva para completar uma revolução <strong>de</strong> um dia si<strong>de</strong>ral, vale:<br />
86164 segundos.<br />
R<br />
3<br />
G.<br />
M<br />
2<br />
t<br />
R<br />
3<br />
6,67<br />
10<br />
11<br />
7,29<br />
5,97<br />
10<br />
5 2<br />
10<br />
24<br />
42164<br />
km
Subtraindo o raio da Terra do valor encontrado, temos:<br />
Altitu<strong>de</strong>: 42.164 - 6.378 = 35.786 km
Exemplo: (ITA-91) Um satélite artificial geo-estacionário permanece acima <strong>de</strong> um<br />
mesmo ponto da superfície da Terra em uma órbita <strong>de</strong> raio R. Usando um valor<br />
<strong>de</strong> RT = 6400 km para o raio da Terra e g = 9,8 m/s² , a razão R/RT é<br />
aproximadamente igual a:<br />
R<br />
3<br />
Como<br />
g<br />
G.<br />
M<br />
G.<br />
M<br />
G.<br />
M<br />
superfície<br />
t<br />
t<br />
Então<br />
2<br />
t<br />
9,8<br />
G.<br />
M<br />
2<br />
R<br />
4,01<br />
e<br />
t<br />
R<br />
t<br />
2<br />
t<br />
10<br />
10<br />
9,8<br />
9,8<br />
2.<br />
86400<br />
7,3<br />
6400000<br />
2<br />
10<br />
5<br />
rad / s<br />
R<br />
3<br />
4,01<br />
7,3<br />
10<br />
10<br />
10<br />
5<br />
2<br />
42164<br />
km<br />
R<br />
R<br />
t<br />
42164<br />
6400<br />
6,6
A primeira ativida<strong>de</strong> espacial no Brasil ocorreu em 1956, quando<br />
os Americanos instalaram e operaram por 4 anos uma estação,<br />
em Fernando <strong>de</strong> Noronha, para rastreio <strong>de</strong> foguetes lançados do<br />
Cabo Canaveral.
Algum tempo <strong>de</strong>pois, dois alunos do ITA construíram uma<br />
estação para a recepção <strong>de</strong> sinais <strong>de</strong> satélites, capturando sinais<br />
do satélite russo Sputinik e do americano Explorer I.
A primeira iniciativa<br />
do Brasil em relação<br />
a tecnologia espacial<br />
foi em 3 <strong>de</strong> Agosto<br />
<strong>de</strong> 1961, com a<br />
criação do Grupo <strong>de</strong><br />
Organização da<br />
Comissão Nacional<br />
<strong>de</strong> Ativida<strong>de</strong>s<br />
Espaciais<br />
(GOCNAE), que foi<br />
instalada em uma<br />
sala emprestada no<br />
CTA, e alguns anos<br />
<strong>de</strong>pois se instalou<br />
<strong>de</strong>finitivamente<br />
naquele Centro.
Em 1964, foi criado o Grupo<br />
Executivo <strong>de</strong> Trabalhos <strong>de</strong> Estudos<br />
<strong>de</strong> Projetos Espaciais (GETEPE),<br />
subordinado ao Comando da<br />
Aeronáutica. Esse foi o Grupo que<br />
criou os primeiros objetivos a serem<br />
alcançados pelo Brasil no ramo<br />
espacial.
Esses objetivos eram tímidos, mas lógicos para um país em<br />
<strong>de</strong>senvolvimento e sem dinheiro, como o Brasil. Eles se<br />
resumiam a acabar com a <strong>de</strong>pendência estrangeira para<br />
lançamento <strong>de</strong> foguetes meteorológicos. O Brasil não fabricava<br />
esses foguetes e, também, não tinha instalações em seu vasto<br />
território para realizar esses lançamentos.
Os objetivos traçados buscavam<br />
criar uma base para lançamento <strong>de</strong><br />
foguetes <strong>de</strong> sondagem no Brasil,<br />
estabelecer programas para<br />
foguetes <strong>de</strong> sondagem em parceria<br />
com os estrangeiros (não havia<br />
condições, na época, <strong>de</strong> uma<br />
empreitada 100% nacional) e, por<br />
fim, incentivar a indústria privada<br />
brasileira a investir em projetos e<br />
pesquisas espaciais.
Em 1965, foi inaugurado, próximo a cida<strong>de</strong> <strong>de</strong> Natal-RN, o Centro<br />
<strong>de</strong> Lançamento da Barreira do Inferno (CLBI). O seu primeiro<br />
lançamento foi um Foguete Americano Nike-Apache.
Na década <strong>de</strong> 60, foi iniciado o <strong>de</strong>senvolvimento dos foguetes <strong>de</strong><br />
sondagem brasileiros, chamados <strong>de</strong> Série SONDA, que em sua<br />
totalida<strong>de</strong> foi composta <strong>de</strong> 4 mo<strong>de</strong>los.
O primeiro foguete brasileiro foi o<br />
SONDA I.<br />
Era um foguete <strong>de</strong> cerca <strong>de</strong> 3,9 m<br />
<strong>de</strong> altura e pesava apenas 59Kg.<br />
Tinha dois estágios e seu apogeu<br />
era <strong>de</strong> 65Km.<br />
Parte dos componentes foram<br />
encomendados à Avibras, e por<br />
ser o primeiro projeto do país,<br />
muitas tecnologias tiveram que<br />
ser pesquisadas aqui. A principal<br />
<strong>de</strong>las foi a produção <strong>de</strong> tubos <strong>de</strong><br />
alumínio sem costura, conseguida<br />
com a ajuda da empresa<br />
Termomecânica, <strong>de</strong> São Paulo.
Essa tecnologia não foi aplicada apenas aos foguetes SONDA. Esse composto<br />
nacional era muito mais barato que o importado.<br />
Só com a substituição <strong>de</strong> importações <strong>de</strong>sse composto, o Brasil economizou<br />
cerca <strong>de</strong> 1 milhão <strong>de</strong> dólares mensais. Estima-se que só essa economia<br />
representou todo o gasto do programa espacial Brasileiro até 1992. Foram<br />
lançados 225 SONDA I <strong>de</strong>ntre 1967 e 1977.
O SONDA II tinha 4,1 m <strong>de</strong><br />
altura e foi construído em<br />
várias versões. A atual tem<br />
310 kg <strong>de</strong> massa, apogeu<br />
entre 50 e 100km e po<strong>de</strong> levar<br />
uma carga <strong>de</strong> 20 a 70kg.
O SONDA III, foi <strong>de</strong>senvolvido a<br />
partir <strong>de</strong> 1971.<br />
Composto <strong>de</strong> 2 estágios, sendo o<br />
segundo uma modificação do<br />
SONDA II.<br />
Tinha características e <strong>de</strong>sempenho<br />
muito superior ao anterior. Sua<br />
massa chegava a 1570 kg, tinha 8<br />
m <strong>de</strong> altura e seu apogeu alcançava<br />
500 km, po<strong>de</strong>ndo levar até 150kg <strong>de</strong><br />
carga útil. Foram realizados até hoje<br />
31 lançamentos.
Em 1971, a Comissão Brasileira <strong>de</strong> Ativida<strong>de</strong>s Espaciais<br />
(C<strong>OBA</strong>E) foi criada com o objetivo <strong>de</strong> assessorar o Presi<strong>de</strong>nte da<br />
República na consecução da Política Nacional <strong>de</strong> Ativida<strong>de</strong>s<br />
Espaciais. Esse processo <strong>de</strong>u origem ao atual Instituto Nacional<br />
<strong>de</strong> Pesquisas Espaciais (INPE).
O SONDA IV tinha 2 estágios<br />
e mais que o dobro <strong>de</strong> peças<br />
mecânicas que o seu<br />
antecessor. Tinha 7 toneladas<br />
<strong>de</strong> massa e exigiu um gran<strong>de</strong><br />
esforço tecnológico. Foi o<br />
primeiro (e único) foguete da<br />
série SONDA a ter um<br />
sistema <strong>de</strong> controle <strong>de</strong><br />
direção, através <strong>de</strong> um<br />
sistema <strong>de</strong> gases.
Devido às características do SONDA IV, o seu propulsor tinha<br />
que ser mais avançado que os <strong>de</strong>mais anteriormente usados. Um<br />
dos requerimentos <strong>de</strong>sse propulsor era que fosse feito <strong>de</strong> um tipo<br />
especial <strong>de</strong> aço com uma enorme resistência, cerca <strong>de</strong> 200<br />
kgf/mm², algo que requeria um avanço tecnológico no tratamento<br />
do aço comum. Chamado <strong>de</strong> Programa 300M (o nome do aço<br />
ultra-resistente) ele contou com a participação <strong>de</strong> três empresas<br />
que já vinham dando contribuições ao Programa Espacial:<br />
Acesita, Usiminas e Eletrometal.
Atestando a qualida<strong>de</strong> do aço, o mesmo foi selecionado pela<br />
BOEING para equipar os trens <strong>de</strong> pouso <strong>de</strong> seus jatos 747. Ou<br />
seja, não só o país economizou ao comprar um composto mais<br />
barato aqui, como também lucrou ao po<strong>de</strong>r vendê-lo ao exterior.
Após o SONDA IV, o país já<br />
havia <strong>de</strong>senvolvido uma gran<strong>de</strong><br />
parte da tecnologia espacial<br />
para construção <strong>de</strong> seu VLS-1.<br />
Os estudos, feitos pelo INPE e o<br />
CTA/IAE, revelaram o programa<br />
<strong>de</strong> envergadura máxima<br />
chamado <strong>de</strong> Missão Completa<br />
Espacial Brasileira (MCEB).
Em termos gerais o MCEB vislumbra o lançamento <strong>de</strong> satélites<br />
brasileiros, a partir <strong>de</strong> veículos lançadores brasileiros,<br />
estabelecidos em uma base igualmente brasileira. Dentro do<br />
MCEB, i<strong>de</strong>alizado em 1979, caberia ao INPE o <strong>de</strong>senvolvimento<br />
dos satélites enquanto ao CTA seria <strong>de</strong>stinada a missão <strong>de</strong><br />
construir os lançadores e a base <strong>de</strong> lançamento.
Após uma série <strong>de</strong> estudos<br />
chegou-se a configuração<br />
atual do VLS, com quatro<br />
propulsores distribuídos ao<br />
redor <strong>de</strong> um corpo central.<br />
Essa configuração é usada<br />
internacionalmente em<br />
lançadores consagrados<br />
como o Ariane V, Próton SL,<br />
Longa Marcha 2E e Delta II.
Infelizmente o VLS não<br />
teve sucesso até o<br />
momento. Foram feitos<br />
três testes com o mesmo,<br />
em 1997, 1999 e 2003.<br />
No último um <strong>de</strong>sastre<br />
ocorreu: o VLS-1 V03<br />
explodiu na plataforma <strong>de</strong><br />
lançamento 3 dias antes<br />
da missão, jogando pelos<br />
ares toda a plataforma e<br />
ceifando a vida <strong>de</strong> 21<br />
técnicos e engenheiros,<br />
na maior tragédia <strong>de</strong> todo<br />
o Programa Espacial<br />
Brasileiro.
É notório que todos os países do mundo que <strong>de</strong>têm a tecnologia<br />
espacial já sofreram episódios parecidos, infelizmente o Brasil<br />
não foi a exceção.
No final <strong>de</strong> outubro <strong>de</strong> 2005, foi anunciado pelo Governo<br />
Brasileiro um audacioso plano <strong>de</strong> US$ 700 milhões para<br />
literalmente impulsionar o Programa Espacial Brasileiro.
O chamado Programa Cruzeiro do Sul prevê o <strong>de</strong>senvolvimento<br />
até 2022 <strong>de</strong> 5 tipos <strong>de</strong> veículos lançadores <strong>de</strong> satélites no país.<br />
Em 2022 se comemoram 200 anos da In<strong>de</strong>pendência do Brasil e,<br />
pelo plano, o Brasil estará apto a lançar um satélite<br />
geoestacionário a partir <strong>de</strong> um lançador nacional <strong>de</strong> gran<strong>de</strong> porte.
A família <strong>de</strong> 5 veículos<br />
lançadores será composta<br />
pelos foguetes: Alfa, Beta,<br />
Gama, Delta e Epsilon. Os<br />
nomes são em referência<br />
às cinco estrelas da<br />
constelação Cruzeiro do<br />
Sul.
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