Bombas de alta velocidade, i.e., bombas com velocidade angular entre 300 a 6000 rad/s, são largamente empregadas na aviação, mísseis, área naval, indústria petroquímica, plantas de geração de energia como turbinas a gás ou vapor. Por causa das altas velocidades angulares, elas podem ser aplicadas sem a aplicação de redutores em motores foguetes a propelente líquido. O uso de bombas de elevada rotação se deve ao fato das necessidades de obter elevadas pressões (50 a 60 MPa) com pequenas dimensões, reduzida massa e poucos estágios. O objetivo deste trabalho é apresentar uma metodologia de dimensionamento dos principais parâmetros e características de uma bomba utilizada em Motores Foguetes a Propelente Líquido. A partir das dimensões e características energéticas da bomba de oxigênio líquido, é determinado os parâmetros de desempenho, através da dinâmica dos fluidos computacional. A partir dos resultados numéricos gerados pela simulação são propostos melhorias no projeto a fim de melhorar e otimizar a eficiência da bomba através da análise do comportamento do escoamento no interior da mesma. Para geração da malha do volume foi utilizado o programa Gambit. Para simular o escoamento na bomba centrífuga, as equações de Navier-Stokes com condições de contorno adequadas são resolvidas para a geometria tridimensional através do programa comercial de volumes finitos Fluent, assumindo o escoamento permanente, incompressível e sem a presença de gases dissolvidos no líquido. O modelo ?-? foi utilizado para simular a turbulência no escoamento. Baseado nos resultados obtidos como campo de velocidade, distribuição de pressão para diferentes fluxos mássicos foram analisados.

O objetivo deste trabalho foi obter formulações de propelente à base de AP/PBLH/Al, na qual as quantidades de sólidos fossem maiores do que as utilizadas atualmente. O aumento da fração de sólidos acarreta um aumento do impulso do motor-foguete. Entretanto, ele deve seguir um conjunto de critérios que também foi objeto de estudo neste trabalho. Esses critérios foram baseados nas teorias de empacotamento de partículas, as quais têm sido utilizadas como uma ferramenta para a definição da modalidade, distribuição, granulometria e carga de sólidos. Alguns ensaios também foram realizados para verificar a aplicabilidade de um modelo de empacotamento linear. O modelo testado se mostrou aplicável e as predições teóricas apresentaram boa concordância com os resultados experimentais. Um modelo de correlação foi ainda proposto neste trabalho para correlacionar os dados de viscosidade da mistura final a 50, 55 e 60C sob pressão atmosférica. Um outro modelo de correlação também foi proposto para correlacionar dados experimentais do módulo de Young a 25C. Ambos os modelos foram bem sucedidos na correlação dos pontos experimentais. As propriedades balísticas foram ainda determinadas para uma faixa de pressões variando de 4 a 10 MPa. Os efeitos da ordem de adição do agente de ligação e do Alumínio também foram avaliados. Os melhores resultados foram obtidos quando o Alumínio e o agente de ligação foram adicionados ao PBLH no início do processo de mistura. O catalisador de cura também foi substituído por DBTDL nos ensaios seguintes a fim de acelerar o processo de cura. Os testes conduzidos com 5 ppm de DBTDL apresentaram os melhores resultados para a viscosidade da mistura final e para as demais propriedades do propelente. A utilização de sistemas de partículas com alto empacotamento, associados com a utilização de 5 ppm de DBTDL como agente de cura, permitiu elevar a carga sólidos até 88%, muito superior aos 84% em uso no propelente do VLS. Além disso, as propriedades mecânicas e balísticas deste propelente produzido em escala de laboratório são apropriadas para os projetos em andamento no IAE.

A utilização de motores foguete de combustível líquido em lançadores espaciais oferece muitas vantagens sobre seus homólogos sólidos: maior impulso específico, a possibilidade de re-ignição em vôo e o controle da magnitude do vetor empuxo. No entanto, os motores foguete líquidos são tecnicamente mais complexos do que os foguetes a propelente sólido. Nas atividades espaciais brasileiras, apenas motores foguetes sólidos tem sido utilizados em foguetes de sondagem e também no Veículo Lançador de Satélites (VLS). No Programa Espacial Brasileiro, o Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), órgão responsável pelo desenvolvimento de foguetes, está desenvolvendo a tecnologia de motores foguete de propelente líquido para ser usada em lançadores de satélites no futuro. Tanques pressurizados ou turbobombas são utilizados para injetar o combustível e o oxidante na câmara de combustão, superando as perdas de pressão no resfriamento, válvulas, linhas de alimentação e injetores. Motores mais eficientes requerem maior pressão de câmara de combustão e só turbobombas podem fornecer pressões altas o suficiente para as linhas de alimentação. Estes sistemas operam em velocidades muito elevadas e sofrem intensas cargas dinâmicas. Portanto, o comportamento dinâmico do rotor deve ser avaliado ainda durante a fase de concepção. Esta dissertação encontra-se no âmbito dos esforços do IAE / ITA, a fim de desenvolver conhecimentos e recursos humanos na área de motores foguete de propelente líquido. Neste trabalho, uma unidade de turbobomba foi projetada para um motor de foguete de propelente líquido hipotético com 75kN de empuxo no vácuo. Também foi desenvolvido um programa de elementos finitos utilizando MATLAB considerando o eixo flexível com discos rígidos para analisar o comportamento dinâmico do rotor e dos mancais. Resultados clássicos de dinâmica de rotores, como diagrama de Campbell, modos de vibração e modos de giro foram calculados. Um valor de desbalanço típico para este tipo de sistema foi designado para o rotor e o efeito da distribuição de massas de desbalanceamento nos discos (bombas e turbinas) foi analisado. A análise indicou um rotor com vibrações laterais excessivas. Novas configurações do projeto foram criadas e analisadas com facilidade até uma configuração que atendesse aos requisitos de deslocamento foi encontrada.

Os cubesats são pequenos satélites com estruturas em forma cúbica, que somente depois de inseridos na órbita de operação final devem ser eletricamente energizados. Decorrente dessa condição é necessário que os módulos elétrico-eletrônicos presentes no cubesat sejam convenientemente testados, antes da sua plena operação em órbita final, para evidenciar nível de confiabilidade adequada à aplicação em questão. Nesse contexto, este trabalho apresenta uma proposta de arquitetura para efetuar os testes operacionais nos aludidos módulos, durante a fase de montagem de componentes elétrico-eletrônicos, integração das placas de componentes na estrutura mecânica e nos ensaios ambientais de qualificação e aceitação, cujas realizações são necessárias para determinar o desempenho do cubesat. A validação das camadas físicas e lógicas da arquitetura proposta neste trabalho é realizada com o protótipo que foi montado para efetuar os testes dos módulos elétricos presentes no Cubesat AESP-14, desenvolvido pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica. Os resultados positivos observados nesses testes sugerem que a proposta apresentada nesta dissertação é adequada para a aplicação em questão.

Este trabalho apresenta o estudo e simulação numérica do escoamento no interior e exterior de um injetor centrífugo bipropelente similar a aquele empregado no motor foguete a propelente líquido RD-0110, pertencente à etapa orbital da nave espacial Soyuz, sendo considerado um dos motores mais eficientes da historia aeroespacial. Além, este trabalho apresenta o desenvolvimento de um modelo matemático capaz de predizer o diâmetro de gota de Sauter em função dos parâmetros geométricos obtidos no estudo do escoamento interno (primeira parte deste trabalho) e parâmetros geométricos externos envolvidos no estudo da estabilidade do filme e dos fenômenos de ruptura da folha cônica, considerando os efeitos da viscosidade do líquido (segunda parte deste trabalho), os tamanhos de gotas calculados com o presente modelo matemático, serão comparados com resultados obtidos a partir de equações empíricas, testes experimentais e da simulação numérica utilizando o modelo de atomização Cone. Para o caso da simulação numérica do escoamento no interior do injetor centrífugo bipropelente foi utilizada uma malha estruturada tridimensional de grande envergadura capaz de abranger três zonas importantes: a câmara de vórtices do estágio de oxidante (injetor centrífugo fechado), a câmara de vórtices do estágio de combustível (injetor centrífugo aberto) e a zona destinada para a visualização do spray, com a finalidade de compreender os fenômenos originados pela interação dos escoamentos de oxidante e combustível no interior do injetor bipropelente. Cabe mencionar que para simular os fenômenos de turbulência, foi utilizado o modelo RNG k-? em regime permanente e transiente as através do código comercial CFD Fluent 14.0. Obtendo assim, uma análise mais confiável das diferentes aplicações utilizadas no desenho e optimização dos injetores centrífugos, procurando à vez, uma adequada atomização, distribuição homogênea dos propelentes na câmara de combustão e dispersão do tamanho de gotas que leve a um processo de combustão eficiente.

Esta dissertação apresenta dois algoritmos para solução de problemas inversos de convecção de calor (PICC): O Método do Gradiente Conjugado Ordinário (MGCO) e o Método do Gradiente Conjugado e Problema Adjunto (MGCPA). O intuito é caracterizar estas técnicas para emprego como ferramenta de projeto durante o desenvolvimento térmico de Câmaras de Combustão de Motores Foguete a Propelente Líquido (MFPL). As ferramentas aqui apresentadas são adequadas para realizar investigações ligadas aos sistemas de refrigeração internos, como Filme de Refrigeração e a Camada de Parede, assim como fundamentar o dimensionamento dos canais de refrigeração externos da Jaqueta de Refrigeração. Os métodos foram submetidos a testes numéricos para análise de incerteza de solução sob influência do Número de Fourier, da incerteza na estimativa das condições de contorno externas, da grandeza do fluxo de calor estimado e da presença de ruído no histórico de temperatura experimental. Ao final é apresentado um experimento onde as técnicas são aplicadas na estimativa da temperatura de parede e fluxo de calor na superfície de fogo de uma placa de cobre aquecida por uma tocha de butano. Também é sugerida e testada uma configuração de termopar com alta velocidade de resposta. As análises feitas mostraram que, uma vez preenchidos requisitos experimentais estabelecidos nesse trabalho, a incerteza da solução inversa obtida por ambas as técnicas se mantém inferior a 5%.

Introdução: Apesar do usuário de implante coclear (IC) apresentar limiares tonais audiométricos compatíveis com os critérios exigidos para pilotos à obtenção do certificado médico aeronáutico (CMA), a inteligibilidade da fala via rádio no ambiente de ruído da aeronave pode não ser suficiente para uma boa comunicação. As regras de aptidão para o CMA de pilotos de 1ª classe constam no manual da Organização Internacional da Aviação Civil (ICAO): devem escutar em cada um dos ouvidos separadamente, até 35 dB NA nas frequências de 500, 1 000 e 2 000 Hz, e até 50 dB NA em 3 000 Hz. Pilotos também podem ser aprovados em teste de inteligibilidade no ruído com exigência mínima de acerto de 80% das palavras foneticamente equilibradas. Objetivos: (1) avaliar se implantados, que atingem limiares tonais exigidos pela ICAO, tem inteligibilidade da fala suficiente para comunicação via rádio, na situação de ruído da cabine do helicóptero; (2) avaliar se recursos de atenuação de ruído otimizam a inteligibilidade da fala de usuários de IC; (3) avaliar se a comunicação pelo rádio prejudica a inteligibilidade de usuários de IC. Métodos: Foi avaliada a performance em testes de inteligibilidade de 12 usuários de IC com surdez pós-lingual, que preencheram os critérios audiométricos da ICAO, e de 3 pilotos normo-ouvintes (controles). Realizamos testes com sentenças, números e dissílabos em diferentes situações: no silêncio da cabine audiométrica, no helicóptero desligado (testes via rádio), no helicóptero ligado sem e com ativação do sistema antirruído do fone e no helicóptero ligado através da conexão direta do processador de fala do IC ao sistema de rádio da aeronave. Resultados: Observamos diferenças significativas para todos os testes realizados quando comparamos as respostas no silêncio e na situação de ruído com o helicóptero ligado. Ao reduzirmos a exposição de ruído, ativando o sistema antirruído do fone, observamos melhora significativa apenas para as frases. Já quando reduzimos ao máximo a exposição ao ruído pela conexão direta via cabo entre o implante e o sistema de rádio da aeronave, houve melhora significativa nos resultados para números e dissílabos. Houve piora significativa nos testes com dissílabos na situação do helicóptero desligado (rádio) em relação à cabine audiométrica. Conclusões: Os usuários de IC não alcançaram níveis de inteligibilidade de fala compatíveis com os requisitos auditivos para pilotos da aviação civil nos testes realizados no helicóptero. Os recursos de atenuação de ruído propostos auxiliaram na inteligibilidade de fala dos usuários de IC. A comunicação pelo rádio interferiu de forma significativa na inteligibilidade dos usuários de IC / Introduction: Although the cochlear implant (CI) user meets audiometric thresholds for the criteria required for pilots, the speech recognition through the radio in the aircraft noise condition may not be sufficient for good communication. Rules for 1st class pilots are given in the International Civil Aviation Organization (ICAO) manual: they must hear in each ear separately, up to 35 dB NA at 500, 1 000 and 2 000 Hz, and up to 50 dB NA at 3 000 Hz. Pilots can also be fit if they understand at least 80% of the phonetically balanced words against a background noise. Objectives: (1) to assess if CI users, who reach thresholds required by the ICAO also achieve speech recognition levels good for radio communication in the noise situation of the helicopter cockpit; (2) to evaluate if noise attenuation features optimize the speech recognition of CI users; (3) evaluate whether radio communication affects the speech recognition of CI users. Methods: We evaluated the performance of 12 CI users with post-lingual deafness, who met ICAO audiometric criteria, and three normal hearing (control) pilots in intelligibility tests. We performed tests with sentences, numbers and disyllables in different situations: in the quiet (sound proof booth), in the helicopter with the engine off (radio tests), in the helicopter with the engine running, without and with activation of the anti-noise system of the headphones and in the helicopter (engine turned on) through the direct connection of the speech processor of the CI to the aircraft\'s radio system. Results: We observed significant differences for all tests performed when we compared scores in quiet and in the noisy environment of the helicopter with engine turned on. When the noise exposure was reduced by activating the headphones anti-noise system, we observed significant improvement only for the sentences. We found a significant improvement in the results for numbers and disyllables when we reduced the exposure to noise by the direct cable connection between the CI and the aircraft radio system. We also observed a significant worsening in the disyllabic speech perception in the helicopter even with the engine off (quiet).Conclusions: In the helicopter environment, CI subjects did not achieve levels of speech recognition requirements for civil aviation pilots. The proposed noise attenuation features offered improvement for speech recognition of CI users. Radio communication significantly interfered with speech recognition in CI users

Introdução: Parada Cardiorrespiratória (PCR) é uma emergência médica, quando ocorrer fora do ambiente hospitalar, o imediato atendimento à vítima é vital. A imediata Reanimação Cardiopulmonar (RCP), no ambiente extra-hospitalar é muito importante. A denominação aeroespacial reúne ambiente aéreo (cabine de aeronaves pressurizadas, altitude) e, espacial (ambiente com microgravidade, flutuação). No ambiente aéreo, importa a condição hipobárica e a hipóxia resultante. Quanto ao ambiente espacial, importa a condição de microgravidade e a incapacidade de exercer força e peso, como na superfície terrestre. Estes, e outros aspectos da RCP aeroespacial, são abordados no presente estudo. Objetivos: Ambiente aéreo: avaliar a qualidade do ar expirado, por um socorrista, durante RCP, em ambiente hipobárico, e, avaliar a suplementação de oxigênio para o socorrista, como forma de correção da mistura gasosa expirada, na altitude. Ambiente espacial: avaliar a eficácia de uma nova posição para RCP, por um só indivíduo, sem auxílio, na microgravidade. Materiais e Métodos: Utilizou-se uma câmara hipobárica, para a simulação da altitude, no ambiente aéreo. A RCP foi avaliada ao nível do mar e na altitude de 8.000 pés. Vôos parabólicos foram utilizados para a simulação de microgravidade. Um manequim foi o modelo de PCR em ambos os ambientes. No ambiente aéreo, avaliou-se a oferta de oxigênio expirada (boca-a-boca), pelo socorrista à vítima. Em microgravidade foi avaliada a efetividade da posição estudada, abraço da vítima com as pernas e o uso das mesmas, como apoio para a RCP, através da profundidade (mm), e freqüência (por minuto), das compressões torácicas e, da ventilação (volume de ar em mililitros). Resultados: Pressão de oxigênio cai de +108,3 mmHg (nível do mar), para +72,3 mmHg (8.000 pés). Com suplementação o valor é +108,0 mmHg. RCP em microgravidade: + 41,3 mm, + 80,2 /min, (sem ventilação). Massagem + ventilação (+ 44,0 mm, + 68,3 /min, + 491,0 ml de ar). Conclusões: Existe importante redução na oferta de oxigênio, à vítima de PCR, em altitude de 8.000 pés. Suplementação de oxigênio ao socorrista, 4 litros/minuto, por óculos nasal, pode corrigir esta redução. A posição proposta, para o ambiente espacial, deve ser considerada com uma possibilidade de RCP na microgravidade. / Introduction: Cardiac arrest (CA) is a medical emergency, and when occurring outside the hospital environment, immediate victim’s assistance is vital. Cardiopulmonary Resuscitation (CPR) at the extra-hospital environment is very important. Aerospace denomination joins an aerial environment (pressurized airplane cabins, altitude), and space (microgravity environment, floating). Within the aerial environment, hypobaric condition and resulting hypoxia do matter. Considering the space environment, microgravity condition and the inability to exert force and weight such as at the surface level, are important. Those and other aspects of aerospace CPR are approached in this present study. Objectives: Aerial environment: To evaluate the quality of exhaled air from the practitioner, during CPR within a hypobaric environment, and to assess supplemental oxygen offer to the practitioner as a form of correcting the exhaled gas mixture at altitude. Space environment: To assess the efficacy of a new CPR position, for a sole, unassisted individual at microgravity. Material and Methods: A hypobaric chamber for aerial environment altitude simulation was employed. CPR was assessed at sea level and at the altitude of 8,000 feet. Parabolic flights were employed for microgravity simulation. A CPR manikin was the model for both environments. At the aerial environment, exhaled (mouth-to-mouth) oxygen offer by the practitioner to the victim was assessed. In microgravity, the effectiveness of the studied position, which consisted of securing the victim with the legs and using them for CPR restraint, was evaluated by depth (millimeters), and frequency (per minute) of chest compressions, and ventilation (air volume in milliliters). Results: Oxygen pressure falls from ± 108.3 mmHg (at sea level) to ± 72.3 mmHg (8,000 feet). With supplementation, the value is ± 108.0 mmHg. CPR in microgravity: ± 41.3 mm, ± 80.2/minute (without ventilation). Massage + ventilation (± 44.0 mm, ± 68.3/minute, ± 491.0 ml of air). Conclusions: There is an important reduction of oxygen offer to the CPR victim at the altitude of 8,000 feet. Oxygen supplementation to the medic assistant at 4 liters/minute through nasal cannulae may correct such reduction. The proposed position for the spatial environment should be considered as a possibility for CPR at microgravity.

Orientador: Prof. Dr. João Felipe de Araújo Martos / Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do ABC, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, 2014. / O veículo hipersônico aeroespacial brasileiro 14-X B (VHA 14-X B) é um demonstrador tecnológico do sistema de propulsão hipersônica aspirada com base em combustão supersônica (scramjet) projetado para voar na atmosfera da Terra a 30 quilômetros de altitude e número de Mach 7. O VHA 14-X B encontra-se em desenvolvimento no Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Professor Henry T. Nagamatsu do Instituto de Estudos Avançados (IEAv). Uma das metodologias mais importantes na análise e desenvolvimento de um veículo aeroespacial hipersônico são os túneis de vento hipersônicos pulsados, os quais são instalações experimentais em terra capazes de simular as condições de voo, fornecendo dados experimentais para o projeto dos veículos aeroespaciais hipersônicos. Neste trabalho, foi utilizado o túnel de vento hipersônico pulsado T3 que possui 61 cm de diâmetro no bocal de saída e é operado com base na técnica de onda de choque refletida. O T3 foi financiado pela Fundação de Amparo a Pesquisa de São Paulo (FAPESP) e foi projetado para Pesquisa e Desenvolvimento na área de combustão supersônica. Trata-se de um tubo de choque equipado com um bocal convergente-divergente utilizado para produzir elevado número Mach e escoamentos de alta entalpia na seção de teste próximos aos encontrados durante o voo de um veículo aeroespacial na atmosfera da Terra a hipervelocidade. O modelo de 1 metro de comprimento em aço inoxidável do 14-X B foi instrumentado, com vinte e oito transdutores de pressão piezelétricos PCB nas superfícies de compressão, câmara de combustão e de expansão. Utilizando o túnel T3 no modo de operação de equilíbrio de interface para atingir escoamento livre com número de Mach entre 7 e 8 foi realizada a investigação experimental. Medidas da pressão estática no intradorso do modelo 14-X B, bem como fotografias schlieren, feitas a partir do bordo de ataque do modelo forneceram dados experimentais, que foram comparados com as análises teórica-analítica e simulações computacionais de dinâmica de fluidos, ambos utilizadas no projeto do modelo do VHA 14-X B. / The Brazilian VHA 14-X B is a technological demonstrator of a hypersonic airbreathing propulsion system based on the supersonic combustion (scramjet) intended to fly into the Earth¿s atmosphere at 30 km altitude and Mach number 7. The 14-X B was designed o the Prof. Henry T. Nagamatsu Laboratory of Aerothermodynamics and Hypersonics of the Institute for Advanced Studies (IEAv). Hypersonic wind tunnels are one of the most important ground-based experimental facilities intended to simulate the flight conditions providing experimental data to design hypersonic aerospace vehicles and engines. The IEAv 0.60-m nozzle exit diameter Hypersonic Reflected Shock Tunnel named T3 and funded by São Paulo Research Foundation (FAPESP), was designed as a research & development facility for basic investigations in supersonic combustion. The T3 Hypersonic Shock Tunnel is a shock tube equipped with a convergent-divergent nozzle to produce high Mach number and high enthalpy flows in the test section close to those encountered during the flight of a aerospace vehicle into the Earth's atmosphere at hypersonic flight speeds. A 1-m long stainless steel VHA 14-X B model was instrumented with twenty-eight piezoelectric pressure transducers along its compression surface, combustion chamber and nozzle. It was experimentally investigated on the equilibrium interface operational mode of the T3 Hypersonic Shock Tunnel, yielding a freestream Mach number from 7 to 8. Static pressure measurements at the lower surface of the VHA 14-X B as well as high speed schlieren photographs taken from the 5.5° leading edge and the 14.5° deflection compression ramp provide experimental data that was compared to the analytic theoretical analysis and computational fluid dynamics simulation, both applied to the design of the VHA 14-X B.

Introdução: Parada Cardiorrespiratória (PCR) é uma emergência médica, quando ocorrer fora do ambiente hospitalar, o imediato atendimento à vítima é vital. A imediata Reanimação Cardiopulmonar (RCP), no ambiente extra-hospitalar é muito importante. A denominação aeroespacial reúne ambiente aéreo (cabine de aeronaves pressurizadas, altitude) e, espacial (ambiente com microgravidade, flutuação). No ambiente aéreo, importa a condição hipobárica e a hipóxia resultante. Quanto ao ambiente espacial, importa a condição de microgravidade e a incapacidade de exercer força e peso, como na superfície terrestre. Estes, e outros aspectos da RCP aeroespacial, são abordados no presente estudo. Objetivos: Ambiente aéreo: avaliar a qualidade do ar expirado, por um socorrista, durante RCP, em ambiente hipobárico, e, avaliar a suplementação de oxigênio para o socorrista, como forma de correção da mistura gasosa expirada, na altitude. Ambiente espacial: avaliar a eficácia de uma nova posição para RCP, por um só indivíduo, sem auxílio, na microgravidade. Materiais e Métodos: Utilizou-se uma câmara hipobárica, para a simulação da altitude, no ambiente aéreo. A RCP foi avaliada ao nível do mar e na altitude de 8.000 pés. Vôos parabólicos foram utilizados para a simulação de microgravidade. Um manequim foi o modelo de PCR em ambos os ambientes. No ambiente aéreo, avaliou-se a oferta de oxigênio expirada (boca-a-boca), pelo socorrista à vítima. Em microgravidade foi avaliada a efetividade da posição estudada, abraço da vítima com as pernas e o uso das mesmas, como apoio para a RCP, através da profundidade (mm), e freqüência (por minuto), das compressões torácicas e, da ventilação (volume de ar em mililitros). Resultados: Pressão de oxigênio cai de +108,3 mmHg (nível do mar), para +72,3 mmHg (8.000 pés). Com suplementação o valor é +108,0 mmHg. RCP em microgravidade: + 41,3 mm, + 80,2 /min, (sem ventilação). Massagem + ventilação (+ 44,0 mm, + 68,3 /min, + 491,0 ml de ar). Conclusões: Existe importante redução na oferta de oxigênio, à vítima de PCR, em altitude de 8.000 pés. Suplementação de oxigênio ao socorrista, 4 litros/minuto, por óculos nasal, pode corrigir esta redução. A posição proposta, para o ambiente espacial, deve ser considerada com uma possibilidade de RCP na microgravidade. / Introduction: Cardiac arrest (CA) is a medical emergency, and when occurring outside the hospital environment, immediate victim’s assistance is vital. Cardiopulmonary Resuscitation (CPR) at the extra-hospital environment is very important. Aerospace denomination joins an aerial environment (pressurized airplane cabins, altitude), and space (microgravity environment, floating). Within the aerial environment, hypobaric condition and resulting hypoxia do matter. Considering the space environment, microgravity condition and the inability to exert force and weight such as at the surface level, are important. Those and other aspects of aerospace CPR are approached in this present study. Objectives: Aerial environment: To evaluate the quality of exhaled air from the practitioner, during CPR within a hypobaric environment, and to assess supplemental oxygen offer to the practitioner as a form of correcting the exhaled gas mixture at altitude. Space environment: To assess the efficacy of a new CPR position, for a sole, unassisted individual at microgravity. Material and Methods: A hypobaric chamber for aerial environment altitude simulation was employed. CPR was assessed at sea level and at the altitude of 8,000 feet. Parabolic flights were employed for microgravity simulation. A CPR manikin was the model for both environments. At the aerial environment, exhaled (mouth-to-mouth) oxygen offer by the practitioner to the victim was assessed. In microgravity, the effectiveness of the studied position, which consisted of securing the victim with the legs and using them for CPR restraint, was evaluated by depth (millimeters), and frequency (per minute) of chest compressions, and ventilation (air volume in milliliters). Results: Oxygen pressure falls from ± 108.3 mmHg (at sea level) to ± 72.3 mmHg (8,000 feet). With supplementation, the value is ± 108.0 mmHg. CPR in microgravity: ± 41.3 mm, ± 80.2/minute (without ventilation). Massage + ventilation (± 44.0 mm, ± 68.3/minute, ± 491.0 ml of air). Conclusions: There is an important reduction of oxygen offer to the CPR victim at the altitude of 8,000 feet. Oxygen supplementation to the medic assistant at 4 liters/minute through nasal cannulae may correct such reduction. The proposed position for the spatial environment should be considered as a possibility for CPR at microgravity.