Veículo Lançador de Microssatélite

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VLM
Veículo Lançador de Microssatélites
Os dois modelos do VLM projetados até o momento
Os dois modelos do VLM projetados até o momento
Função Foguete espacial Orbital
Fabricante Instituto de Aeronáutica e Espaço
País de origem  Brasil
Tamanho
Altura 19,60 m
Diâmetro 1,45 m
Massa 28.000 kg
Estágios 3
Capacidade
Carga útil para LEO 200 kg (órbita de 300 km)
Estado Em desenvolvimento
Lançamentos totais 0
Voo inaugural Junho de 2025[1]
Primeiro nível
Motores 1 propulsor S50
Propulsão 450 kN[1]
Tempo de queima 82 Segundos[1]
Combustível Sólido
Segundo nível
Motores 1 propulsor S50
Propulsão 450 kN[1]
Tempo de queima 82 Segundos[1]
Combustível Sólido
Terceiro nível
Motores 1 propulsor S44
Propulsão 33,24 kN
Tempo de queima 68 segundos
Combustível Sólido

O Veículo Lançador de Microssatélites (VLM) é um foguete lançador de satélites cujo projeto remonta ao final da década de 80, tendo sido concebido como uma versão simplificada do VLS, para transportar cargas com massa de até 200 kg composta por mini, micro, nano e picosatélites.

Mais recentemente, em 2010[2], começaram a surgir indicações de uma possível colaboração do IAE com o DLR no sentido de desenvolver um lançador otimizado para lançar as cargas do projeto Shefex III, primeiro em voos suborbitais, e depois em órbita. Isso acabou se concretizando com uma revisão no projeto original do VLM, passando a usar motores mais potentes nos primeiros estágios (motores esses que estão em desenvolvimento).

Voos propostos[editar | editar código-fonte]

# Foto Lançador Carga Útil Data Local Resultado
1 VLM V-00 Qualificação 2025[1] Centro de lançamento de Alcântara -
2 VLM V-01 SHEFEX III 2026 Centro de lançamento de Alcântara -
3 VLM V-02 - 2027 Centro de lançamento de Alcântara -
4 VLM V-03 - 2028 Centro de lançamento de Alcântara[3] -

Histórico[editar | editar código-fonte]

Versão original derivada do VLS[editar | editar código-fonte]

No final da década de 80, esse projeto foi esboçado no IAE. Tratava-se de um produto derivado do próprio VLS, porém, com prioridade de execução menor. Seria basicamente o corpo principal do VLS de 3 estágios, sem os 4 propulsores laterais que constituem o seu primeiro estágio, completado por um 4° estágio usando o motor S-33.

Então nessa primeira concepção, o VLM teria a seguinte configuração:

  • 1° estágio - 1 motor S43
  • 2° estágio - 1 motor S40TM
  • 3° estágio - 1 motor S44
  • 4° estágio - 1 motor S33

Com quase de 20 metros de altura, e uma massa de aproximadamente 16 toneladas, os três primeiros estágios possuiriam controle de direção e de rotação. O último não possuiria controle, porém seria estabilizado dinamicamente por rotação.

Todos os seus motores principais seriam de combustível sólido. Possuiria um pequeno conjunto de motores de propelente líquidos que eliminariam, caso necessário, a rotação do veículo entre o voo do primeiro e do terceiro estágios, também servindo para controlar a direção do terceiro estágio[4].

Proposta atual (VLM-1)[editar | editar código-fonte]

Em 2010, o DLR consultou o IAE sobre a possibilidade de desenvolver um lançador capaz de colocar a carga do projeto Shefex III em um voo suborbital e que tivesse capacidade também de colocar em órbita os próximos experimentos desse projeto. O IAE respondeu positivamente com o desenvolvimento do motor S-50 (11 toneladas, 5 metros de altura e cerca de 1,40 m de diâmetro), e foi feita uma revisão no projeto do VLM para a seguinte configuração:

  • 1° estágio - 1 motor S50 (em desenvolvimento)
  • 2° estágio - 1 motor S50 (em desenvolvimento)
  • 3° estágio - 1 motor S44

O grande diferencial do motor S-50, é o seu envólucro. Diferente da maioria dos anteriores que são metálicos, este vai ser construído usando materiais compostos, o que reduz o peso total e o tempo de produção de dezoito para três meses. Para isso foi criado um projeto estruturante: o veículo suborbital VS-50, cujo objetivo principal é qualificar em voo os principais subsistemas do VLM-1.[5]

Com essa nova versão, além de atender os requisitos da missão Shefex III, este lançador estaria apto a colocar outras cargas úteis relativamente pequenas em órbita.

Versões planejadas[editar | editar código-fonte]

No futuro o motor a combustível líquido L5[6] vai substituir o motor a combustível sólido do 3° estágio:

  • 1° estágio - 1 motor S50
  • 2° estágio - 1 motor S50
  • 3° estágio - 1 motor L5 (em desenvolvimento)

Outras possibilidades[editar | editar código-fonte]

Pesquisadores brasileiros estudaram a possibilidade de um sistema de lançamento com custo competitivo usando motores S-50 nos dois primeiros estágios e um conjunto de motores líquidos no terceiro estágio. Esse sistema operando a partir do Centro de Lançamento de Alcântara poderia inserir satélites de até 500 kg em órbitas polares com um custo de transporte aproximado de US$ 39000 por quilograma de carga útil.[7]

Características do foguete[editar | editar código-fonte]

O VLM é otimizado para o lançamento de pequenos satélites e seu desenvolvimento é orientado para o baixo custo de desenvolvimento e produção, contando desde o início com o envolvimento de empresas privadas. Além dos satélites previstos nos programas espaciais Brasileiro e Alemão, tem-se a expectativa de que o veículo obtenha inserção no mercado internacional de lançamentos de pequenos satélites.

O novo projeto da Torre Móvel de Integração do CLA possuirá uma mesa de lançamento que atenderá tanto ao VLS quanto ao VLM.

Ver também[editar | editar código-fonte]

Referências

  1. a b c d e f Grupo de Trabalho GT-PNAE, ed. (2022). «Carteira de Execução». Programa Nacional de Atividades Espaciais 2022-2031. Brasília, DF: Agência Espacial Brasileira. p. 70-74. Consultado em 11 de abril de 2022 
  2. http://www.tecnodefesa.com.br/
  3. http://www.iae.cta.br/
  4. http://www.aeb.gov.br/
  5. «Realizações Técnicas». Relatório de atividades 2018 (PDF). São José dos Campos: Linceu Editorial. 2019. Consultado em 8 de fevereiro de 2020 
  6. http://www.aereo.jor.br/2012/01/19/realizado-com-sucesso-ensaio-de-motor-l5/
  7. Cás, Pedro L.K. da; Veras, Carlos A.G.; Shynkarenko, Olexiy; Leonardi, Rodrigo (12 de novembro de 2019). «A Brazilian Space Launch System for the Small Satellite Market». MDPI. Aerospace (em inglês). 6 (11): 123. doi:10.3390/aerospace6110123. Consultado em 24 de julho de 2021 

Ligações externas[editar | editar código-fonte]