Componentes eletrônicos, quando empregados em veículos espaciais, estão sujeitos a condições ambientais adversas, dentre elas a contínua exposição à radiação ionizante proveniente dos ciclos solares e de origem cósmica. Os componentes genuinamente fabricados para esta finalidade são aqueles que possuem a propriedade de resistência a dose acumulada total de radiação ionizante (radiation-hardness), e são denominados rad-hard. Entretanto, uma regulamentação do governo americano dificulta a aquisição deste tipo de componente. Dessa forma, a alternativa encontrada pela comunidade espacial é a utilização de componentes de mesma funcionalidade, porém de fácil aquisição no mercado, os chamados componentes de prateleira ou COTS (Commercial-Off-The Shelf Devices for Space Applications). Para a garantia de sua durabilidade no tempo previsto para a missão espacial o componente COTS a ser empregado deve ser qualificado quanto à sua resposta e tolerância à dose de radiação ionizante acumulada no ambiente espacial. Com o observado aumento na utilização desses dispositivos, a importância de testes baseados em solo para os efeitos da dose total ionizante (TID) a fim de qualificar tais dispositivos para vôo, têm se tornado importante para a garantia da qualidade do sistema onde será empregado. As novas formas utilizando tecnologias de dimensões cada vez mais reduzidas, nas quais esses dispositivos são utilizados também realça a necessidade de testes específicos de aplicação a fim de assegurar sua operação com característica e a capacidade de atender os requisitos operacionais para atingir os objetivos da missão. Esta qualificação é realizada em testes laboratoriais em solo empregando fontes de radiação ionizante. No presente trabalho é apresentada a qualificação de um conversor DC-DC da série LM2596 de reguladores de tensão, quanto à sua tolerância aos efeitos acumulados de dose de radiação ionizante, conhecido na literatura internacional por TID (total ionizing dose). Os reguladores de tensão desta série são circuitos integrados monolíticos que fornecem todas as funções ativas para um regulador chaveado (Buck) step-down capaz de suprir uma corrente de carga de até 3A com excelente regulação de carga e de linha. O trabalho caracteriza-se por submeter o componente à exposição à radiação ionizante proveniente de uma fonte de 60Co. Os experimentos permitiram verificar o desempenho do regulador através de sua tensão de saída para cargas contínuas e cargas variadas. Aliado à literatura e publicações diversas os trabalhos consistiram na análise experimental e simulada do componente, permitindo avaliar os efeitos da radiação sobre os principais parâmetros nos blocos funcionais do dispositivo.

O presente trabalho analisa os desafios da indústria aeroespacial, identificando na integração da Manufatura Enxuta ao Sistema de Gestão da Qualidade uma resposta competitiva para que as organizações prosperarem no setor. A indústria aeroespacial exige produtos com qualidade e confiabilidade, e organizações com base tecnológica bem estabelecida, e custos de produção competitivos. A investigação sobre os atuais modelos utilizados pelas organizações revela o uso de sistemas de Manufatura Enxuta e de Gestão da Qualidade de forma não integrada e muitas vezes conflitante. O sistema de Manufatura Enxuta promove melhorias nos processos, de modo econômico, com o objetivo de redução do desperdício e aumento da produtividade e flexibilidade, com foco especial no cliente. O Sistema de Gestão da Qualidade Aeroespacial tem por objetivo "atingir melhorias significativas de performance em qualidade, entrega e, consequentemente, custo, em todos os produtos e serviços da cadeia de valor". O objetivo deste trabalho é aplicar e analisar o método de Mapeamento do Fluxo de Valor de forma integrada com um Sistema de Gestão da Qualidade, em uma organização do setor aeroespacial. Foi conduzida uma pesquisa-ação, com coleta informações no gemba sendo elaborado o Mapeamento do Fluxo de Valor, o que resultou na identificação de desperdícios, oportunidades de melhorias e quebra de paradigmas, até então aceitos como inerentes aos processos. Com a implementação do Estado Futuro, a organização tem a possibilidade de obter ganhos competitivos, com produção mais rápida e flexível, reduzindo os estoques e tornando-se mais competitiva. Os sistemas de Manufatura Enxuta e de Gestão da Qualidade possuem um alto potencial de geração de sinergias, por meio do uso do Mapeamento do Fluxo de Valor como ferramenta de integração dos sistemas.

Satélites artificiais, em sua grande maioria, requerem algum tipo de sistema de controle de atitude (SCA) embarcado. A utilização de simuladores para avaliar este tipo de sistema é uma técnica bastante difundida na _área de engenharia, pois viabiliza a realização de testes de maneira rápida e a um custo menor do que utilizando ambientes com componentes reais. Contudo, de ciências no desenvolvimento de softwares embarcados podem ser difíceis de detectar quando o ambiente de teste não leva em consideração restrições comuns aos ambientes de tempo real. Partindo deste preâmbulo, este trabalho apresenta e analisa a modelagem em UML (Unified Modeling Language) de um sistema de controle de atitude autônomo para satélites estabilizados por rotação, bem como implementação de um ambiente de teste, com base na técnica de simulação hardware-in-the-loop, utilizando um sistema operacional de tempo real para escalonamento das tarefas, e um típico computador de bordo com processador ERC32. Na simulação hardware-in-the-loop o SCA é realimentado por estimativas da atitude em 3 eixos e da velocidade angular do satélite fornecidas pelo sistema de determinação de atitude (SDA). O SDA consiste de um filtro de Kalman estendido (FKE) que processa as medidas vetoriais da direção do Sol e campo geomagnético para gerar as estimativas. Resultados experimentais mostram que o sistema de controle de atitude foi bem-sucedido em regime após uma fase inicial de manobras para aquisição da atitude desejada.

Este trabalho apresenta estudos e proposições sobre guiamento de veículos espaciais, especialmente o VLS-1, com ênfase em tratamentos para dispersões em valores de parâmetros pré-estabelecidos para vôo, no âmbito de possibilidade de atuação do guiamento. Introdutoriamente, é feita uma sinopse sobre a missão de vôo do VLS-1 e a contextualização do guiamento nessa missão. Para fundamentar teoricamente o desenvolvimento neste trabalho, e com enfoque no estritamente necessário para isso, são expostos alguns conceitos de cálculo variacional; o que envolve tópicos em controle ótimo, princípio de máximo de Pontryagin e método de extremais vizinhas. O desenvolvimento aplicado ao guiamento começa com o estabelecimento de condições requeridas, inclusive com relação a dispersões. Então, com base nos mesmos métodos matemáticos, são desenvolvidos dois modelos de guiamento, denotados Guiwa e GuiAa. São analisadas diversas características estabelecidas na concepção e na realização dos modelos, especialmente em relação ao contexto do VLS-1. Segue-se a avaliação de resultados de vários ensaios de simulação, efetuados com protótipos implementados para cada modelo de guiamento. Dois casos de missão, denotados Hsp615 e Hsp750, foram preparados para essas simulações com ambos os modelos. Incluíram-se nas simulações e análises decorrentes, critérios de controle específicos para trajetória após o instante previsto de atingimento de objetivo, bem como antecipação desse instante. Constata-se a eficácia de condição, introduzida no guiamento, contra efeitos de dispersões. Constata-se também a grande conveniência do critério denotado ProHs, para trajetória após o atingimento de objetivo, para ampliação dessa eficácia. Essa condição contra efeitos de dispersões e esse critério ProHs podem ser incorporados a diferentes modelos de guiamento. Quanto aos dois modelos de guiamento experimentados, o Guiwa tem desempenho superior. Contudo, outras alternativas também utilizando cálculo variacional são sugeridas, inclusive com agregação de outras atribuições funcionais relevantes, e merecem ser desenvolvidas e experimentadas.

Esta dissertação descreve estudo de guiamento de veículos espaciais que utilizam propulsão sólida, em especial o VLS, Veículo Lançador de Satélites. Os veículos espaciais que utilizam propulsão sólida não possuem controle do nível de empuxo, assim sua trajetória só pode ser controlada através da mudança de atitude. Seu guiamento é baseado na velocidade e posição instantâneas, na energia embarcada e na trajetória de forma a atender, com êxito, a condição requerida para a satelização. Neste processo, alguns dados são obtidos através de testes em bancos de ensaio, podendo apresentar dispersão ao serem comparados com os valores reais em vôo. Um dos mais importantes é o tempo de queima dos motores, motivador deste trabalho. Busca-se um algoritmo de guiamento insensível a dispersão no tempo de queima. Para que o algoritmo seja insensível a esta dispersão é necessário incluir além da condição de satelização, uma condição que leve o veículo a ter uma trajetória tangente à uma determinada superfície solução, definida por uma equação que relaciona as seguintes variáveis: VT , VR e R, velocidade tangencial, velocidade radial e raio, respectivamente. Assim, independente do momento do fim da queima do motor do terceiro estágio, o veículo já estará no plano solução desejado. O atendimento da condição de insensibilidade deve ocorrer de modo a não prejudicar o atendimento da condição de satelização. A validação deste algoritmo será realizada usando-se o ADAGA, que é um ambiente de desenvolvimento dos algoritmos de guiamento e apontamento.

Este trabalho apresenta uma proposta de modelo destinado a representar o sistema elétrico de potência previsto para ser implantado no novo Sistema Plataforma de Lançamento, o qual atenderá essencialmente as operações de integração vertical, testes e lançamento de Veículos Lançadores de Satélites (VLS), localizado no Centro de Lançamento de Alcântara (CLA) no estado do Maranhão. Nesse modelo são simuladas faltas, em pontos estratégicos, com o principal objetivo de estimar valores de corrente de curto-circuito e sobretensões, os quais servirão de referências para auxiliar a elaboração de especificação e dimensionamento de dispositivos de proteção e condutores elétricos destinados ao Projeto Executivo desse sistema de potência. Os resultados apresentados, nas simulações computacionais dessas faltas, são consistentes com o tipo de sistema de distribuição elétrico adotado para a mencionada plataforma, condição que ratifica o modelo proposto neste trabalho.

Partindo do pressuposto de que software começa a atender cada vez mais um número crescente de funcionalidades em sistemas espaciais, é fundamental que a atividade de especificação de requisitos assuma um papel decisivo no esforço de se alcançar um resultado satisfatório e seguro em projetos desta natureza. No que diz respeito a sistemas aeroespaciais críticos, onde a ambigüidade, a não-completeza e a falta de requisitos podem provocar acidentes graves, envolvendo prejuízos econômicos, materiais e humanos, nos obriga a um tratamento mais cuidadoso sobre o assunto. Um caminho de garantir a qualidade em projetos da área espacial, no que diz respeito a segurança, confiabilidade e outros fatores relacionados a dependabilidade, é através do uso de técnicas e fatores de segurança, para a identificação de requisitos não-funcionais, ainda em fases iniciais de projeto, como a da especificação de sistema. Acredita-se que definir quais são os requisitos relacionados a fatores de qualidade mais importantes para as aplicações aeroespaciais do IAE e quais são as técnicas relacionadas a dependabilidade mais apropriadas para avaliá-los permitirá um amadurecimento e uma estabilidade dos requisitos e conseqüentemente do projeto ainda na fase de sua concepção. O objetivo deste trabalho é se desenvolver um processo que auxilie o desenvolvimento de projetos de software da área espacial, ainda na fase de especificação de requisitos, no que tange a identificação de fatores de qualidade relacionados a dependabilidade. O trabalho consiste de uma apresentação de quais são os atributos de dependabilidade mais adequados para projetos de software da área de veículos espaciais do IAE e de uma investigação de quais são as técnicas de análise de segurança mais adequadas para a avaliação dos mesmos, de forma a produzir especificações mais completas, consistentes e confiáveis.

Esta dissertação, apresenta uma proposta de metodologia de gerenciamento de risco, destinada a projetos de desenvolvimento de veículos espaciais no Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE). Por meio de pesquisa bibliográfica, foram identificadas as metodologias de gerenciamento de risco utilizadas nas principais agências espaciais estrangeiras e as especificidades do gerenciamento de risco aplicado ao desenvolvimento de veículos espaciais, ao gerenciamento de projetos e à Engenharia de Sistemas. A metodologia proposta visa orientar as atividades de planejamento, a elaboração do Plano de Gerenciamento de Risco, as atividades de identificação e análise dos riscos, a elaboração dos planos de resposta aos riscos e as atividades de acompanhamento e controle dos riscos ao projeto. Com a finalidade de verificar a eficácia da metodologia proposta, a mesma foi testada por meio de um estudo de caso, relativo ao desenvolvimento do foguete VS-15. Como resultado, a metodologia mostrou-se aplicável, por ser capaz de manter, de forma ordenada, o registro de diversas características dos riscos e de remover os efeitos adversos do desconhecimento dos riscos ao longo da vida do projeto. A metodologia proposta mostrou-se praticável, sendo, porém necessário um criterioso planejamento dos recursos do projeto, principalmente quanto à aplicação de pessoas dedicadas ao gerenciamento de risco, aos espaços físicos necessários ao arquivamento do material impresso, aos prazos estabelecidos para estas atividades e aos custos inerentes. A metodologia proposta foi considerada aceitável, dentro das limitações deste trabalho de pesquisa.

O sistema de injeção de um motor foguete a propelente líquido (MFPL) é considerado uma das partes mais importantes para o perfeito funcionamento do motor. Seus parâmetros fluidos mecânicos influenciam diretamente no comportamento térmico da câmara, por conseqüência na eficiência de combustão, refrigeração do motor e também na estabilidade dinâmica de todo o motor. Esta dissertação propõe uma metodologia de cálculo para dimensionamento de injetores centrífugos líquido-líquido para motor foguete a propelente líquido, validada através da obtenção da geometria de um injetor já conhecido, o injetor do motor russo RD-109. Este trabalho também estuda aspectos experimentais de influência dos canais tangenciais de admissão de fluido no ângulo de cone, distribuição da vazão mássica e razão de mistura, que são os principais parâmetros de desempenho do injetor. O conhecimento prévio desses parâmetros é útil antes da montagem dos injetores no cabeçote, pois conhecendo seu comportamento é possível distribuí-los de maneira a melhorar a resposta dinâmica do sistema e a eficiência de combustão, otimizando os custos de ajustes do motor na fase de testes a quente.

O projeto do sistema de controle de um veículo lançador de satélites é feito baseado em um algoritmo que leva em conta, dentre outros parâmetros, a propulsão produzida pelo motor foguete e o consumo de massa de propelente, dadas na forma de três curvas, chamadas de nominal, superior e inferior. A partir destas curvas, têm-se então limites, dentre os quais a curva de empuxo e massa real devem permanecer. Atualmente, o algoritmo usa um perfil de empuxo constante e um perfil de massa que depende da taxa de consumo de massa. Pelo fato do algoritmo utilizar estes dados, eles não condizem com o perfil de empuxo e massa reais, pois durante a queima do propulsor a propelente sólido, estes dados podem variar consideravelmente. As simulações do algoritmo levam em conta o perfil nominal de empuxo e massa. O ideal é ter um perfil real igual à nominal, mas isso não acontece devido às variações ocorridas no motor foguete. Por isso se faz necessário uma boa estimativa para o perfil de empuxo e de massa de tal forma que ela se aproxime o máximo possível do perfil real. Este trabalho apresenta uma Estimativa Online para, durante o voo do veículo, estimar os valores para o perfil de empuxo e de massa mais próximos dos valores reais, obtendo assim um algoritmo com resultados mais condizentes com a realidade.