É de concepção do tipo return-on-request, inovadora e realista, para os usuários de experimentos científicos e tecnológicos de pequeno porte, e para os propósitos e domínio tecnológico das instituições participantes, por não ser tripulada, sendo definida como:

um satélite de pequenas dimensões, operando em órbita baixa, com capacidade de transportar experimentos científicos ou tecnológicos de pequeno porte, com permanência orbital de até 10 dias, sendo posteriormente conduzido à Terra, recuperado em solo e, reutilizado.

No desenvolvimento do sistema, os maiores desafios estão relacionados com:

€ Especificação, desenvolvimento e projeto do sistema de proteção térmica (escudo térmico): O escudo térmico terá por função proteger a plataforma do alto fluxo térmico e das altas temperaturas que se estabelecerão sobre sua estrutura durante o seu retorno à Terra. Este deverá ser parcialmente ablativo (material que se decompõe sob ação de intenso calor), com subestrutura de proteção térmica permanente, objetivando atender ao requisito de reusabilidade.

€ Aerotermodinâmica de reentrada: Na determinação das variáveis aerotermodinâmicas (temperatura, fluxo térmico, etc.) devem ser considerados aspectos relativos aos efeitos termo-químicos do vôo a grande velocidade e grande altitude, ao severo aquecimento aerodinâmico e à radiação térmica de alta intensidade que se estabelece à frente do veículo, bem como aos efeitos oriundos da decomposição parcial da proteção térmica (camada ablativa). Aqui se faz necessária a condução de ensaios em túneis hipersônicos e de alta entalpia (quantidade de energia térmica).

€ Projeto do sistema de recuperação em solo: A recuperação em solo da plataforma será feita por um sistema de alto desempenho constituído por pára-quedas de múltiplas fases, com abertura em média altitude e a alta velocidade. A fim de reduzir o impacto do mesmo com o solo adotar-se-á uma estrutura fragilizada complementada por um “air-bag”.

€ Dinâmica de reentrada: Quando em órbita e no seu retorno, os maiores problemas situam-se nos aspectos relativos ao controle de atitude e à impulsão para reentrada da plataforma. A impulsão e o ângulo de reentrada são parâmetros extremamente importantes quanto à precisão do local de recuperação em solo, bem como ao nível de aquecimento no corredor de reentrada.

Para consecução do projeto do SARA haverá necessidade de realização de diversos ensaios em solo e em vôo.

Os ensaios em vôo consideram lançamentos suborbitais e orbitais, antes que o veículo seja considerado operacional.

Indução de Reentrada

Abertura dePára-quedas

Fase de Reentrada

300 km

LançamentoRecuperação

em Solo

Estação Terrenade Monitoração

Uma primeira oportunidade surge com a possibilidade de utilização do foguete de sondagem VS-40/MV03 para uma trajetória de vôo suborbital, durante o qual seriam realizadas diversas medidas durante o vôo e feita a qualificação, em vôo, de subsistemas embarcados, tais como o sistema de recuperação, o módulo de experimentação, e as estruturas. Também seria verificado o desempenho da cápsula durante as trajetórias de vôo ascendente, atingindo um apogeu de 400 km, e de vôo descendente. Nesta segunda fase do vôo, e após atingir sua altitude máxima (apogeu), a cápsula inicia um retorno lento, ganhando inicialmente velocidade, e sendo depois freada ao atingir as camadas mais densas (a partir de 50 km de altitude) da atmosfera terrestre. Ao alcançar 6 km de altitude é acionado um sistema de recuperação constituído por pára-quedas, o qual reduz a velocidade da cápsula de 150 m/s (540 km/h) para 10 m/s (36 km/h), quando então essa encontra a superfície do mar. Após penetrar quase que totalmente no mar, retorna parcialmente à superfície e oscila neste movimento até que se estabilize e permaneça flutuando e a equipe de resgate venha içá-la.

Entre a decolagem e o impacto no mar ocorre um período de apenas 20 min, sendo que o tempo de exposição à microgravidade é de aproximadamente 8 minutos.

O tempo de microgravidade oferecido por foguetes de sondagem é determinado quando estes ultrapassam, tanto na subida como na descida, a linha dos 100 km de altitude. Nesta altitude e acima dela a atmosfera já é bastante rarefeita (por exemplo, o caminho médio entre as moléculas de ar é de aproximadamente 1 m, havendo assim bem pouco adensamento ou colisões entre elas) e dessa forma as forças externas, de natureza aerodinâmica, já não perturbam o movimento do foguete, não gerando qualquer perda de aceleração (devido à ação do arrasto).

4. Conclusões O artigo discorreu sobre a importância da microgravidade para obtenção de um melhor

entendimento de fenômenos físico-químicos, biológicos, botânicos, etc. Conceituou e caracterizou um ambiente de microgravidade e os meios necessários para sua obtenção. Exemplificou experimentos que fazem uso desse ambiente e os resultados científicos, tecnológicos e sócio-econômicos que deles podem advir. Posteriormente apresentou um projeto que vem sendo executado no IAE/CTA o qual tem por objetivo desenvolver um meio complementar para permitir a condução de experimentos de média duração em ambiente de microgravidade, Projeto SARA. Objetiva também esse projeto oferecer à comunidade científica brasileira e internacional um meio acessível, tecnologicamente e do ponto de vista de custos, para que esta não fique dependente do uso de plataformas mais complexas.

5. Referências As informações contidas no presente artigo tiveram origem em documentos de projeto e de

divulgação do Projeto SARA. Para obtenção de informações mais detalhadas sobre aspectos apresentados no artigo, sugere o autor que sejam pesquisadas as seguintes referências:

ο www.iae.cta.br/projetosara.htm

ο www.aeb.gov.br [Programa Microgravidade]

ο http://www.nasa.gov/centers/glenn/research/microgex.htm

ο http://www.itaspace.com/microgravity.html

ο www.google.com [Descritor: “microgravity”] ou que seja feito contato com: ο Paulo Moraes Jr.

CTA/IAE/AVE, 12228-904 São José dos Campos-SP Tel.: 12 – 3947 4615 E-mail: paulo.moraes@iae.cta.br

ο Luís Eduardo Vergueiro Loures da Costa CTA/IAE/ASE, 12228-904 São José dos Campos-SP Tel.: 12 – 3947 4628/4615 E-mail: loures@iae.cta.br

6. Sobre o Autor

Nascido na cidade de Palmeira dos Índios-AL, iniciou e concluiu seus estudos escolares em Recife-PE. Logo após cursou engenharia aeronáutica na Technische Universitaet Berlin, na cidade de Berlim, Alemanha. Em seguida tornou-se assistente de ensino e pesquisa no Instituto de Aeronáutica e Astronáutica da mesma universidade nas disciplinas de Aerodinâmica Transônica e Aerodinâmica de alta velocidade por quatro anos, tendo participado da execução de um projeto de pesquisa, através do qual obteve seu doutoramento em aerodinâmica de alta velocidade.

Após treze anos de permanência na Alemanha regressou ao Brasil e iniciou suas atividades profissionais em setembro de 1982 na equipe de aerodinâmica do atual Instituto de Aeronáutica e Espaço no CTA. Coordenou e participou do projeto aerodinâmico do VLS, e iniciou e gerencia o desenvolvimento de uma plataforma orbital recuperável, denominada de SARA, objeto do presente artigo. Tendo exercido as funções de chefia da Seção de Aerotermodinâmica, da Subdivisão de Aerodinâmica e da Divisão de Sistemas Espaciais, coordena atualmente a implementação do programa de veículos lançadores de satélites Cruzeiro do Sul na Vice-Direção de Espaço do IAE.