This work presents the results of shock tunnel tests of a Mach 10 waverider with sharp leading edges. The waverider surface was generated from a conical flowfield with the volume and the viscous lift-to-drag ratio as optimization parameters. A compression and expansion ramps were added to the pure waverider surface in order to simulate the flow over a scramjet engine. The compression ramp was designed so as to provide the ideal conditions for the supersonic combustion of the Hydrogen while the expansion section was derived from an ideal minimum length supersonic nozzle. The experimental data included Schlieren photographs of the flow and the pressure distribution over the compression surface. These data were compared with the inviscid theory. During these investigations, the IEAv's T3 shock tunnel was used to simulate the hypersonic flow. The stagnation conditions as well as the free stream properties were estimated using numerical codes. The tunnel operated at Mach number ranges of 8.9 to 10, Reynolds number from 2.25 x 106 to 8.76 x 106 (m-1) and Knudsen number from 0.06 to 0.19. From the Schlieren photographs it was noted that the inlet flowfield behaves according to the predictions of the hypersonic viscous interaction models. Also, the pressure variation along the compression surface centerline was obtained using piezoelectric pressure sensors. The resulted profile presented the general trend of the flow described by these models.

Túneis de vento são ferramentas fundamentais para o estudo da dinâmica dos gases e possibilitam testes de comportamento aerodinâmico de protótipos em regime de escoamento hipersônico. Um tubo de choque é constituído basicamente de uma seção de alta pressão (Driver) e outra de baixa pressão (Driven) separadas por um diafragma de ruptura metálico que atua como uma válvula de pressão rápida conectando ambas as seções. Se acrescentar uma tubeira e um tanque de exaustão, este tubo de choque se torna um túnel de vento hipersônico. A pressão de ruptura do diafragma determina a velocidade de escoamento do gás na seção de baixa pressão e que pode variar desde Mach 6 até Mach 25 no túnel de vento hipersônico instalado no IEAv. Usualmente, o controle da pressão de ruptura é obtido usinando-se microranhuras em forma de cruz na superfície do diafragma metálico que tem por função direcionar a sua fratura e promover sua rápida abertura. A usinagem mecânica das microranhuras é um processo lento e que, com o desgaste natural da ferramenta de corte, apresenta sérios problemas de manutenção das dimensões das microranhuras. Como forma de solucionar este problema é proposta e desenvolvida neste trabalho uma nova técnica de fabricação de microranhuras em diafragmas metálicos utilizando-se um laser pulsado de baixa potência média e com alta taxa de repetição de pulsos. O processo de usinagem a laser permite a obtenção de microranhuras com dimensões reprodutíveis e controláveis com precisão inferior a 0,1 mm, o que favorece o controle preciso da pressão de ruptura do túnel de vento. A gravação das microranhuras foi efetuada em chapas finas de aço AISI 1020 utilizando um laser a fibra de itérbio pulsado com uma potência média de 20 W, largura de pulso de 150 ns e taxa de repetição de 20 kHz. Com este laser foram obtidas microranhuras com larguras inferiores a 0,05 mm e profundidade precisamente controlada entre 0,3 mm e 0,7 mm, controlando com uma mesa CNC com velocidade de usinagem entre 0,5 mm/s e 8,0 mm/s. Os testes de ruptura dos diafragmas de aço foram realizados em um dispositivo hidráulico acionado por pistão desenvolvido neste trabalho e também no túnel de vento hipersônico T1 do IEAv. A pressão de ruptura dos diafragmas obtida com o dispositivo hidráulico foram equivalentes àquela obtida nos testes efetuados no T1. Dessa forma mostra-se ser possível desenvolver e qualificar os diafragmas sem a necessidade de testes no T1, reduzindo o seu custo de fabricação. Com a técnica de gravação a laser utilizada no trabalho a pressão de ruptura no túnel de vento hipersônico pode ser controlada precisamente no intervalo de pressão entre 30 bar e 120 bar, com grande redução no tempo de fabricação e sem perda de reprodutibilidade.

Este trabalho é focado no modelo dinâmico de um servomecanismo hidromecânico com comando elétrico aplicado no sistema de controle de atitude de vôo do veículo lançador de satélite (VLS). No presente sistema, a tubeira é fixada ao corpo do motor por uma interface elástica permitindo movimentos angulares da tubeira em duas direções ortogonais. O movimento angular da tubeira é atuado por um servo-posicionador eletro-hidráulico com realimentação mecânica direta entre a saída do pistão e a eletroválvula bocal-palheta. A válvula bocal-palheta é atuada por um motor linear de relutância variável, controlado por um sinal elétrico enviado pelo computador de bordo de controle de vôo do foguete. Um modelo dinâmico do servo posicionador eletrohidraúlico completo é proposto nesse trabalho. Alguns parâmetros do modelo foram obtidos por processo de identificação em malha fechada no domínio do tempo, usando a abordagem indireta. Os dados para o processo de identificação foram obtidos de montagem experimental, também apresentada nesse trabalho. A validação do modelo é obtida pela comparação com a resposta do sistema real.

As Forças Armadas, usualmente, equipam seus tripulantes de helicóptero para possibilitar emprego aéreo em qualquer período do dia. Entretanto, os efeitos da fadiga de voo relacionados a operações noturnas, turnos de trabalho, escalas variáveis, alteração do ritmo biológico e sobrecarga de atividades são passíveis de restringir a atividade aérea, uma vez que podem reduzir o desempenho, o alerta e a segurança das tripulações. Com objetivo principal de identificar as estratégias utilizadas para minimizar a fadiga, de acordo com a percepção dos militares que realizam voos de helicóptero, um questionário foi direcionado a três Unidades aéreas das Forças Armadas brasileiras como instrumento de coleta de dados. Para esse fim, considerando a facilidade de acesso, foram escolhidas duas organizações do Exército Brasileiro (2 Batalhão de Aviação do Exército e Centro de Instrução de Aviação do Exército) e uma da Força Aérea Brasileira (5 Esquadrão do 8 Grupo de Aviação), as quais possuem a formação básica de voo com óculos de visão noturna (OVN) como critério de inclusão. A razão para a participação desses militares baseia-se na constância de voos noturnos associada aos fatores complicadores do emprego tático de helicóptero, aumentando a possibilidade de vivenciar situações susceptíveis à formação de fadiga. A análise e interpretação dos dados, obtidos no questionário, possibilitaram confrontar analogamente a percepção dos membros das Unidades Aéreas com estudos teóricos e científicos voltados ao tema da pesquisa. Os resultados apontam que: a educação da fadiga é realizada nas reuniões periódicas da Unidade Aérea, quando o assunto é proposto, mas com indícios limitados da participação de especialistas ou de emprego de dados científicos; o acompanhamento dos limites de horas de voo é gerenciado, principalmente, pelo setor de operações, responsável pela escala das atividades aéreas; e o monitoramento da jornada de trabalho é resultado de consenso entre os chefes e subordinados ou a observação dos supervisores imediatos ou comandantes. Aparentemente, os sistemas de reporte e comunicação são pouco explorados para assuntos ligados à fadiga, cujos sintomas indicados como os mais perceptíveis são o incômodo físico no pescoço e o cansaço devido à longa duração do voo. As recomendações do presente estudo envolvem a necessidade de processos, para identificar e avaliar os riscos potenciais relacionados à fadiga, direcionados para o diversificado ambiente das operações de helicópteros com OVN e inseridos em um programa de gestão de segurança operacional. Neste sentido, são delineadas seis áreas para inclusão de medidas que possam ser desenvolvidas para gerenciar a ocorrência da fadiga nos tripulantes militares, as quais abordam pesquisas científicas, estratégias, monitoramento dos limites e da escala de voo, educação, tecnologia e regulamentação.

O cálculo das propriedades relacionadas com a geometria de um bloco de propelente, como área de queima, volume de propelente residual, momentos de inércia e centro de massa, e a evolução da superfície ao longo da queima, consiste em uma das etapas fundamentais do projeto de motor foguete que utiliza propelente sólido, valores estes que serão utilizados para a determinação dos parâmetros propulsivos do motor, como pressão na câmara de combustão e empuxo. Este trabalho apresenta um método baseado na discretização da superfície de queima inicial em elementos triangulares com o objetivo de calcular a área de queima e o volume de propelente residual. O método gera uma seqüência de novas superfícies de queima usando a malha de pontos obtida no passo anterior podendo desta forma determinar a evolução da superfície de queima de um bloco de propelente. A validação do método é realizada através da comparação dos resultados analíticos da área de queima e da massa de propelente residual, com os resultados obtidos numericamente utilizando três motores cujos blocos de propelente possuem diferentes configurações.

Neste trabalho é desenvolvido um estudo analítico e computacional para obter as propriedades termoquímicas de motores- foguetes utilizando as propriedades termodinâmicas obtidas através da mecânica estatística. Sao utilizadas para determinar as propriedades termodinâmicas, assim como a composição química de equilíbrio, as equações da mecânica estatística, as constantes espectroscópicas das espécies químicas envolvidas e a técnica da minimização da função de Gibbs. Estes métodos são utilizados para analisar os processos de combustão em motores-foguetes a bi-propelentes líquidos para diferentes razões de massa oxidante / combustível. Os resultados obtidos, entre eles a temperatura adiabática de chama e as frações molares dos produtos de combustão, são comparados com os do NASA SP-273.

Este trabalho apresenta um estudo do Método das Correções Repetidas para a guiagem ótima em malha fechada de um Veículo Lançador de Satélites. Uma vez observado um desvio com relação a uma nominal de referência, este algoritmo corrige os comandos de guiagem para todo o resto do vôo, de modo que a nova trajetória continue otimizando o índice de desempenho escolhido. Todas as restrições são verificadas antes da nova história de guiagem ser aplicada ao veículo, possibilitando ações de emergência em caso de previsão de falha. Uma vez que o método não procura voltar para a trajetória nominal de referência, mas recalcula uma nova trajetória ótima, ele é adequado para a utilização em veículos lançadores movidos a propelente sólido. Além disto, o mesmo algoritmo pode ser utilizado tanto para o vôo na atmosfera quanto para o vôo fora dela. O principal esforço computacional é realizado antes do lançamento e os requisitos de memória e tempo de computação a bordo são pequenos o suficiente para a utilização, em tempo real, nos computadores de bordo atuais. O desempenho do método foi avaliado através das chamadas regiões de "controlabilidade" e de uma análise de sensibilidade à variação de parâmetros do próprio veículo e do meio tais como atmosfera e campo gravitacional. Nesta análise foi utilizado um modelo de simulação tridimensional bastante completo, para que o conjunto de resultados obtidos fosse o mais realista possível. No entanto, a trajetória do veículo é essencialmente plana pois a latitude do local de lançamento foi suposta igual à inclinação da órbita final desejada. Os resultados obtidos demonstram que o método é viável, sendo robusto o suficiente para compensar os desvios de trajetórias decorrentes das perturbações normalmente encontradas na prática.

No capitulo 2 deste trabalho sao descritos os metodos maisutilizados de medicao de propriedades de massa como momento de inercia, produto de inercia e Balanceamento Estatico e Dinamico. No paragrafo 2.4 e chamada a atencao para a importancia de seutilizar a maquina de Balancear apropriada para cada forma detrabalho de um corpo-de-prova, na descricao dos tipos existentes de maquinas de Balanceamento. As Maquinas de Balancear especificas para a area espacial sao apresentadas no paragrafo 2.5. No capitulo 3 eexplicada a configuracao adotada pelo SMPM, as equacoes empregadas e as tecnicas de medicao dos seus modos de operacao. O projeto SMPM e finalmente descrito no capitulo 4, com as sequencias dos calculos dos mancais aerostaticos, que equipam a Unidade de Medicao, nos paragrafos 4.1.1 e 4.1.2. Os procedimentos para medicao de propriedades de massa a serem empregados nos modos de operacao da maquina, e na calibracao dos mesmos, sao descritos no capitulo 5, bem como todo o processo de calibracao. Finalmente, os problemas encontrados para emplementar a configuracao adotada neste projeto,as solucoes e as modificacoes recomendadas estao expostos nocapitulo 6.

Uma grande limitação dos foguetes à propelente sólido consiste na dificuldade de alteração do módulo do vetor empuxo, quando e se necessário, durante a queima do grão. Entre as soluções conhecidas pra resolver este problema encontram-se a utilização de um grão composto de propelentes diferentes, a utilização de uma geometria de grão adequada e a utilização de foguetes auxiliares (e.q. boosters). Estas soluções não significam entretanto um efetivo controle já que não podem ser alteradas durante a queima. Consistem, na sua essência, de uma pré-programação da queima. Um controle efetivo é obtido pela injeção de massa na câmara de combustão, alterando a vazão mássica que flui através da tubeira, as propriedades termodinâmicas do gás produto da combustão bem como outros parâmetros do motor foguete, tendo como resultado a possibilidade de controle do módulo do vetor empuxo quando e se necessário, ou seja, num instante aleatório durante a queima e de reprodutibilidade possível, independente de programação prévia. Este trabalho visa estabelecer primordialmente um equacionamento matemático adequado à obtenção da curva pressão versus tempo de queima durante a queima, sem injeção e com a injeção.

Poorly written requirements are a common source of software defects. In application areas like space systems, the cost of malfunctioning software can be very high. This way, assessing the quality of software requirements before coding is of utmost importance. This work proposes a systematic procedure for assessing software requirements for space systems that adopt the European Cooperation for Space Standardization (ECSS) standards. The main goal is to provide a low-cost, easy-to-use benchmarking procedure that can be applied during the software requirements review to guarantee that the requirements specifications comply with the ECSS standards, as well as they do not have any one of the most frequent errors on this kind of document. The benchmark includes three checklists that are composed of a set of questions to be applied to the requirements specification: the first is based directly on the ECSS Packet Utilization Standard (PUS), the second one is based on the Conformance and Fault Injection (CoFI) methodology, and the last one is based on a field study about the most common real errors found in software requirements specification of space applications. The goal of the field study is to understand and characterize the most frequent types of requirement problems in this critical application domain. The results of the study are also used to propose a set of operators that define how to inject realistic errors in requirement documents. The benchmark is applied to software requirements specifications of three projects (one academic project and two industrial space projects) for two of the services described in the PUS by seven specialists. The obtained results were compared and discussed.