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