Calculando quinze motores (variando a pressão de câmara e a razão de expansão dos gases) e mais cinco geradores de gás (variando apenas a pressão de funcionamento), propulsionados a LOX e álcool, foi selecionado um motor compatível com o atual motor russo RD109 (LOX e querosene) com os dados numéricos gerados por um algoritmo de cálculo. Uma vez escolhida à pressão de câmara, foi possível dimensionar um motor de 75kN com um gerador de gás que alimenta uma turbo bomba com funcionamento de ciclo aberto. Neste trabalho, foi estudado um novo tipo de gerador de gás alimentado por injetores de célula única, com duas regiões de queima, com o objetivo de reduzir a formação de fuligem. Com o modelo proposto de gerador de gás foi realizado um estudo estrutural estático, para verificar a espessura mínima da parede da câmara geradora de gás.

Na área de Ensaios Não Destrutivos, o ensaio por eddy current (correntes parasitas) é uma técnica eletromagnética largamente utilizada nas indústrias aeroespacial, nuclear e petroquímica. Esse ensaio detecta descontinuidades superficiais e subsuperficiais, prevenindo acidentes. A técnica phased array surgiu para suprir carências, como o enorme tempo gasto para execução do ensaio em materiais de geometria complexa e falta de registro do ensaio. Essa técnica, já bastante utilizada em outros países, ainda é pouco utilizada no Brasil, por não haver estudos que comprovem a viabilidade econômica, os níveis de detectabilidade de descontinuidades e a confiabilidade dos resultados. Este trabalho tem como objetivo comparar as técnicas do ensaio por Correntes Parasitas convencional com a técnica por phased array, em materiais e peças especificamente utilizados no setor aeronáutico e espacial. Foram selecionadas amostras de materiais e peças, para que pudessem ser aplicadas ambas as técnicas e comparados os resultados. Foi realizado um levantamento bibliográfico das principais normas e especificações utilizadas neste segmento, para verificar a compatibilidade dos métodos. Para atender ao objetivo deste trabalho, foram realizados sete experimentos, variando o material e as técnicas. Após a realização dos ensaios, observou-se uma grande redução de tempo na execução do ensaio, com consequente redução de custos e maior detectabilidade das descontinuidades, com o uso da técnica por phased array. Portanto, baseado nos resultados encontrados, pode-se afirmar que a técnica por phased array pode ser utilizada neste segmento, com vantagens sobre a técnica convencional. / In the area of nondestructive testing, eddy current testing is an electromagnetic technique widely used in aerospace, nuclear and petrochemical industries. This test detects surface and subsurface discontinuities, preventing accidents. Phased array technique has emerged to fill in the gaps, as the enormous time spent implementing the test of large parts or complex geometry and lack of trial registration. This technique, already widely used in others countries, is not used in Brazil, there is no studies proving the economic viability, levels of detectability of discontinuities and reliability of the results. This study aims to compare the conventional technique by eddy current testing with phased array technique, in particular materials and parts used in aeronautics and space sector. Samples of materials and parts were prepared, so that could be applied both techniques and compared the results. A literature survey of the main standards and specifications for this segment was conducted to verify the compatibility of the methods. To meet the objective of this work, seven experiments were performed, varying the material and techniques. After the tests, there was a significant time reduction with the use of phased array technique, costs reduction and increased detectability of discontinuities. Based on the results, it can be said that phased array technique can be used in this segment, with advantages over the conventional technique.

Venezianas térmicas constituídas por palhetas móveis ou máscaras rotativas sobre uma base irradiadora, são dispositivos de grande eficiência para o controle térmico de satélites artificiais. Este trabalho apresenta uma análise detalhada das características térmicas de uma veneziana térmica. O comportamento térmico da veneziana, definido em termos de sua emitância equivalente, é calculado para diferentes valores do ângulo de abertura das palhetas. Resultados experimentais obtidos com o ensaio do protótipo de uma veneziana térmica para uso espacial, apresentaram boa concordância com as previsões teóricas.

Este trabalho tem por objetivo fornecer subsidios a possiveis usuarios que se deparem com a tarefa de selecionar sistemas de resina epoxi a serem utilizados como matrizes de compositos de uso aeroespacial. O trabalho foi realizado em duas partes. Na primeira, caracterizaram-se as resinas epoxi de base comercialmente encontradas no Brasil e no exterior, determinando-se os equivalentes epoxi por dosagem quimica e analisando-as por cromatografia liquida de alta eficiencia (HPLC). Determinaram-se tambem, para os sistemas de resina epoxi alguns parametros relevantes ao processamento de compositos como a viscosidade, o tempo de manuseio, a temperatura de transicao vitrea e o ciclo de cura. Abordou-se, ainda, o efeito do ambiente espacial nestes sistemas com enfase para os testes de termo-vacuo. Na segunda parte estudou-se a importancia do processo de fabricacao para a escolha dosistema de resina, testando-se laminados em fibra de vidro com matriz epoxi pelo processo de bobinagem, laminados vidro / epoxi e carbono / epoxi pelos processos RTM e laminacao. Analisando-se os resultados obtidos estabeleceu-se uma metodologia visando orientar a selecao de sistemas de resina epoxi empregados como matrizes de compositos avancados.

O objetivo deste trabalho é propor um processo baseado na Engenharia de Sistemas que possa ser aplicado à concepção de veículos lançadores de pequeno porte. A motivação para este trabalho deriva da real necessidade de se ter um processo robusto quando se lida com o desenvolvimento de produtos complexos ou críticos no aspecto da segurança, como é o caso dos veículos lançadores. Para isso, foi realizada uma síntese das técnicas e práticas encontradas nas normas e manuais de Engenharia de Sistemas usados como referência num processo composto de sub-processos e atividades com escopo e precedências definidos. A essência da contribuição deste trabalho está na proposta de um processo de Engenharia de Sistemas e também na discussão da base conceitual e dos exemplos de aplicação necessários para sua adequada compreensão e aplicação. Para o estudo de caso, este trabalho desenvolve considerações sobre o processo de concepção de veículos lançadores, incluindo tópicos sobre os principais fatores de desempenho desses sistemas, e, por fim, ilustra com materiais extraídos da bibliografia disponível exemplos de aplicação do processo proposto no projeto conceitual dos veículos lançadores. Com os resultados obtidos, discute-se sobre as contribuições específicas deste trabalho fazendo correlação com os processos de Engenharia de Sistemas usados como referência. Esta também será uma oportunidade para apresentar e discutir melhor os fundamentos e suposições que estão na base do processo de Engenharia de Sistemas proposto. Como conclusão, foi observado que o processo proposto possui as qualidades necessárias para servir de referência ao projeto conceitual de veículos lançadores bem como ao de projeto conceitual de produtos e serviços em geral.

O presente trabalho tem por foco o desenvolvimento e análise do controle térmico do primeiro micro satélite universitário brasileiro, ITASAT-1, de forma que atenda as necessidades impostas em nível de Preliminary Design Review - PDR (revisão de analíse preliminar) do projeto, para tanto foi analisado os casos críticos previstos para o satélite em seu vôo órbital. O presente satélite faz parte do programa ITASAT, que é uma ação conjunta do Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA), Instituto Nacional de Pesquisa Espacial (INPE) e a Agencia Espacial Brasileira (AEB). Para fazer frente a tal intento foi utilizado o pacote de softwares de análise térmica da C&RTECH que é constituído pelo THERMAL DESKTOP e pelo SINDA/FLUINT, baseado no software AutoCAD. Esse pacote é dedicado para análise de objetos que serão expostos às condições espaciais. O software foi alimentado com os dados da configuração mecânica do satélite, das condições órbitais tais como, a atitude e a altitude do satélite além das cargas térmicas externas e internas a que o satélite estará sujeito. Após gerar tais entradas foi realizado a analíse dos dados de forma a concluir a viabilidade do projeto. O modelo numérico é composto por um sistema de equações obtidas da Lei de Conservação de Energia. Uma malha constituída por aproximadamente 1455 nós foi desenvolvida. A distribuição de temperatura prevista para cada situação crítica foi obtida pela solução deste sistema sobre a malha desenvolvida.

Propelentes sólidos compósitos preparados com pré-polímero PBLH (Polibutadieno Líquido Hidroxilado), PA (Perclorato de Amônio) como oxidante e partículas de alumínio como aditivo metálico apresentam características de alta resistividade elétrica. A dificuldade de homogeneização dos componentes sólidos da composição propelente com a matriz polimérica pode resultar na formação de aglomerados, notadamente de partículas metálicas. O estudo experimental desses aglomerados no propelente sólido compósito demonstrou serem eles um dos fatores que explicam o fenômeno da formação de sítios eletricamente carregados no propelente. O descarregamento abrupto desse potencial elétrico pode gerar faíscas elétricas com energia suficiente para ocasionar a ignição sustentada de um motor foguete de propelente sólido.

As vantagens do motor foguete híbrido, tais como segurança, controle do empuxo, baixo custo de investimento e simplicidade de construção, são amplamente conhecidas. No entanto, ineficiências de combustão e principalmente baixas taxas de regressão ainda representam grandes desvantagens no seu emprego como sistema de propulsão aeroespacial. Desta forma, uma série de testes de escala laboratorial deve ser feita com o objetivo de investigar maneiras de aumentar o desempenho e, assim, o custo-benefício, de maneira a permitir o amplo uso desta tecnologia. O objetivo deste trabalho foi investigar o aumento da taxa de regressão do combustível sólido, e da eficiência de combustão, decorrente do método rotacional de injeção de oxidante, no caso o oxigênio gasoso (GOX). Esta pesquisa teve início com o desenvolvimento de um protótipo de motor foguete com tecnologia híbrida, levando em consideração a decomposição térmica do combustível sólido empregado, simulações termoquímicas e o projeto geométrico do motor. Em seguida, numa parceria com a indústria, foram realizados ensaios de ponto fixo com o propósito de avaliar os parâmetros balísticos do motor sob diversas condições de operação e diferentes tipos de injetores de GOX. Um número de oito ensaios foi realizado com cada um dos três injetores. Os resultados de empuxo, pressão e taxa de regressão foram analisados. Conforme esperado através da análise da literatura, a utilização de injeção rotacional foi responsável pela modificação do padrão de queima, pela melhora da eficiência de combustão e por um aumento significativo na taxa de regressão.

O Programa Espacial Brasileiro conta com diversos projetos de Foguetes de Sondagem e com o projeto do Veículo Lançador de Satélite, VLS-1. O VLS-1 possui diversas redes elétricas, entre elas a Sub-rede Elétrica de Segurança, responsável pela terminação de vôo em caso de falha crítica. Neste trabalho é apresentado um procedimento para a quantificação da confiabilidade com alternativas para uso de dados de falha dificilmente encontrados na prática. É proposto, também, um procedimento geral para estimar a confiabilidade de um subsistema, a Sub-rede Elétrica de Segurança. O procedimento inova ao usar o diagrama de blocos funcional e a seqüência FTA-FMEA. Por sua generalidade o procedimento pode ser estendido aos demais subsistemas, e ao sistema. São apresentadas considerações a respeito do Sistema de Terminação de Vôo descrito na norma STD 319-92 do Range Commanders Council, RCC. As conclusões e alguns desdobramentos do trabalho são apresentados ao final.

Este trabalho propõe-se, a partir de uma série histórica de lançamentos de foguetes obtida em escala mundial, apresentar uma proposta de classificação para as diversas famílias de veículos espaciais e para a infraestrutura aeroespacial. O objetivo principal é sistematizar tais famílias de lançadores dentro dos diversos projetos de um programa aeroespacial visando, em cada categoria gerada, caracterizar um veículo lançador de projeto, a fim de viabilizar a implantação ou expansão da infraestrutura aeroespacial de um dado país. A classificação proposta foi obtida com a utilização de técnicas de Análise Multivariada, mais especificamente com a aplicação do método Hierárquico Aglomerativo. O método escolhido mostrou-se eficiente para a geração dos agrupamentos homogêneos e possibilitou a classificação dos foguetes em cinco categorias. Cada categoria foi caracterizada por faixas de variação dos parâmetros escolhidos, o que viabilizou a proposta de classificação dos centros de lançamentos, que também se deu em cinco categorias. A classificação proposta possibilita, também, a comparação entre os diversos programas espaciais, uma vez que as categorias estabelecidas são também hierarquizadas a partir do peso bruto de decolagem do foguete, sendo, portanto, um instrumento de apoio à tomada de decisão quanto à implantação ou à expansão da infraestrutura aeroespacial, na medida em que se conseguiu estabelecer um critério para a definição de um foguete de projeto.