Como um aprimoramento ao processo de AIV (Montagem, Integração e Verificação, do inglês, Assembly, Integration and Verification), fundamental e tendencioso a erros, este trabalho apresenta novos método e linguagem de modelagem. Esta linguagem foi criada sobre uma ontologia construída especificamente para essa finalidade e é particularmente aplicável ao caso dos veículos de sondagem espacial. Após a introdução dos problemas intrínsecos de aplicações espaciais, fundamentações teóricas sobre AIV e técnicas de modelagem são apresentadas e examinadas. Então, uma ontologia é construída, seguindo uma abordagem sistemática, e sua evolução para uma linguagem de notação visual é proposta, assim como um método de modelagem. Os resultados dessa proposta são então apresentados. Por fim, o trabalho monta um estudo de caso como exemplo, utilizando o método e a notação propostos na modelagem do processo de AIV de um veículo de sondagem espacial real. Explicações iniciais são dadas na introdução de termos de diferentes áreas.

A massa é uma propriedade bastante significativa para diversos cálculos do projeto de um foguete. O custo da massa de um satélite é muito alto e uma diminuição da massa de 1 % pode significar uma economia de milhares de dólares. Então, para se obter um resultado confiável é necessário conhecer as fontes de incerteza que podem influenciar este resultado. Neste trabalho, as principais fontes de incerteza são avaliadas e discutidas, para uma melhor compreensão da complexidade de uma medição de massa de um foguete. Para se obter o resultado com a menor incerteza foi desenvolvido um método de escolha, dentre vários parques de balanças, daquele parque do qual resulta a estimativa da menor incerteza da massa total de um foguete, a partir da medição das massas de seus componentes. O método foi implementado com o uso de planilhas Excel , que podem ser adaptadas para tantas balanças, parques e faixas de massas quantas sejam necessárias, funcionando como ferramenta de auxílio à decisão da estimativa incerteza final do foguete, e norteando decisões como novas aquisições de balanças e contratação de fornecedores de serviço de pesagem.

O objetivo desta tese de mestrado é apresentar e analisar os resultados de cargas térmicas e distribuição de temperatura obtidos a partir da simulação numérica do comportamento térmico do satélite ITASAT (satélite universitário) para os casos críticos de vôo. O ITASAT será o primeiro satélite brasileiro de serviços desenvolvido por universidades. O programa está sendo coordenado pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) em conjunto com outras universidades do país, com apoio do Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE) e financiado pela Agência Espacial Brasileira (AEB). Para cumprir esse objetivo, foi utilizada a ferramenta computacional SINDA (System Improved Numerical Differencing Analyser), um software comercial de análise térmica que possui facilidade para aplicações espaciais. Durante a órbita, o satélite sofrerá a influência de cargas térmicas externas (radiação solar, albedo e radiação terrestre), e parâmetros como o tipo de órbita e atitude tem influência direta sobre a intensidade dessas cargas. Associando as cargas térmicas externas às dissipações internas dos equipamentos que compõem o satélite, foi possível obter a distribuição de temperatura prevista para vôo. A geometria utilizada partiu de uma proposta inicial do modelo de satélite, a qual estará sujeita a alterações com o desenvolvimento do projeto. Como os equipamentos que irão compor o ITASAT ainda não foram definidos, neste trabalho o modelo foi implementado com equipamentos de características térmicas, e de potências dissipadas idênticas aos utilizados no satélite de coleta de dados SCD-1 do INPE, lançado em 1993. Este estudo é parte do projeto de controle térmico do satélite ITASAT, e garantirá que as temperaturas limites aceitáveis, máximas e mínimas, para todos os equipamentos possam ser obedecidas, fornecendo assim informações iniciais para a fase de testes que o modelo de vôo do ITASAT será submetido posteriormente. Os resultados apresentados são fisicamente coerentes para satélites em baixa órbita (LEO).

Neste trabalho é desenvolvido um modelo de blindagem balística mista composta por uma parte cerâmica (alumina), e uma parte de compósito (polietileno de ultra alto peso molecular). Paralelamente, também foi modelada a munição à qual a blindagem objetiva proteger. O modelo foi aplicado a alvos compostos somente da base de polietileno de ultra alto peso molecular, e a alvos mistos contendo cerâmica e compósito. Quando a blindagem apresentou uma V50, velocidade com 50% de chance de penetração, da ordem de 700m/s, a simulação obteve erros inferiores a 5%. Já quando a blindagem apresentou uma V50 mais baixa, cerca de 500m/s, a simulação obteve erros maiores, superiores a 15%, mas mesmo assim foi possível prever que a blindagem não era eficiente para esse tipo de solicitação.

O presente trabalho propõe e avalia, através de simulação, um Sistema de Controle de Atitude (SCA) autônomo, para satélites estabilizados por rotação (spin), utilizando como atuadores apenas magnetotorqueadores (MTQ), sem utilizar dispositivos passivos para amortecimento de nutação, e como sensores apenas magnetômetro e sensor de Sol. São utilizados três MTQ, formando um ângulo de 90 entre si, sendo apenas um ativo a cada instante e podendo apresentar os seguintes estados de funcionamento: ligado "positivamente", ligado "negativamente" ou desligado. O SCA ativa o magnetotorqueador que minimiza a condição de estabilidade assintótica, sendo controlados simultaneamente a magnitude e a direção do eixo de spin. Os estados do satélite, utilizados pelo SCA para avaliar a condição de estabilidade assintótica e chavear o magnetotorqueador mais adequado, são sua atitude e velocidade angular, que são estimadas pelo Sistema de Determinação de Atitude (SDA) a partir das medidas dos sensores citados anteriormente. Este SDA emprega estimadores de bias, atitude e velocidades angulares, sendo as estimativas geradas por um filtro de Kalman estendido (EKF). O eixo de spin deve se manter apontando ortogonalmente ao plano da eclíptica com velocidade de aproximadamente 40 rpm durante a fase operacional. O SCA é avaliado para o satélite universitário ITASAT, o qual é modelado como um corpo rígido, com massa de 73,6 kg, dimensões de 700x700x650 mm e momentos principais de inércia em torno de 6,5 kgom2, nos eixos perpendiculares à direção de spin, e 8,0 kgom2, na direção do eixo de spin. A missão do referido satélite é desempenhada em uma órbita circular, com altitude de 750 km e inclinação de 25. Os torques de perturbação avaliados são os devido ao gradiente de gravidade e devido às correntes induzidas. A parametrização da atitude do satélite é realizada através de quatérnio. Utiliza-se como modelo de campo geomagnético o World Magnetic Model (WMM-2005) e como modelo de mecânica celeste o Simplified General Perturbations Satellite Orbit Model 4 (SGP4), juntamente com um modelo embarcado de órbita Kepleriana, considerando apenas a perturbação J2. São consideradas incertezas no tensor de inércia, no valor dos atuadores e nas medidas dos sensores, bem como erros provenientes do SDA. Como condições iniciais, são avaliados dois cenários, ambos com erro de apontamento inicial de 15, e apresentando, respectivamente, spin inicial de 120 rpm e 0 (zero) rpm. A partir das simulações, verifica-se que o satélite atinge a atitude desejada após 10 dias para o spin inicial de 120 rpm e 5 dias para a outra condição avaliada. Finalmente, o SCA mostra-se bem-sucedido em regime, após uma fase inicial de manobras, mantendo o eixo de spin nominalmente perpendicular à eclíptica com velocidade de spin de 40 rpm, apresentando apontamento com erro inferior a 2,5 e erro de velocidade de spin com magnitude inferior a 1 rpm, e sendo o movimento de nutação amortecido e mantido com valor inferior a 1,5.

Esta tese apresenta uma análise do computador de bordo para o satélite universitário ITASAT, propondo redundância interna de hardware nos itens críticos e comparando índices de confiabilidade entre a utilização de componentes de aplicação espacial e componentes COTS - Commercial off-the-shelf. O ITASAT consiste num projeto de desenvolvimento de um satélite tecnológico de pequeno porte pela parceria entre o Instituto Tecnológico de Aeronáutica - ITA, o Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais - INPE e a Agência Espacial Brasileira - AEB. Após uma breve explanação sobre os subsistemas que compõem um satélite genérico, as principais características funcionais e requisitos preliminares para o projeto do hardware do computador de bordo do satélite universitário ITASAT são apresentadas. Em seguida, definido o sistema computacional do segmento espacial do ITASAT como ACDH - Attitude, Control and Data Handling, é organizado o computador de bordo em módulos. O módulo denominado de CPU é analisado com componentes de aplicação espacial e sua confiabilidade de hardware calculada para uma vida útil de dois anos de missão, seguindo a norma militar MIL-HDBK-217F com suporte da ferramenta computacional Relex Reliability Studio 2008. Não atingindo o nível especificado de confiabilidade, aplicou-se redundância cold standby ao módulo da CPU, o que o tornou um módulo tolerante a falhas. Esta técnica de redundância exigiu duas unidades adicionais, de gerenciamento de redundância e de chaveamento. Baseando-se nesta configuração redundante, é abordado um conjunto de mecanismos de verificação e projetos, conjuntamente denominados de FDIR - Failure Detection, Isolation and Recovery, que têm como objetivo proteger a integridade do módulo da CPU, evitando a perda de suas partes ou totalidade, na presença de uma falha simples, de forma a assegurar o desempenho da missão durante sua vida útil. Novamente, foi calculada a confiabilidade do módulo da CPU com redundância cold standby e os resultados obtidos mostraram um acréscimo do nível de confiabilidade suficiente para atender a esse requisito. Por fim, foram substituídos os componentes de aplicação espacial por componentes COTS e recalculada a confiabilidade para o módulo da CPU. Os resultados obtidos com as configurações estudadas para o módulo da CPU mostraram que a aplicação de tolerância a falhas eleva o índice de confiabilidade e a combinação da utilização de componentes de aplicação espacial e componentes COTS garante, em algumas configurações, a superação do índice de confiabilidade de hardware especificado.

O controle e monitoramento de um satélite se fazem por um enlace de comunicação denominado conexão espacial. Por utilizar o ambiente espacial, este enlace está sujeito a vários tipos de interferências que podem resultar em erros de comunicação. Para aumentar a confiabilidade da conexão, podem ser utilizadas técnicas de controle de erros e de sincronização de dados. Existem normas e recomendações que definem quais técnicas utilizar. O INPE adota para a sua Plataforma Multi-Missão as recomendações do CCSDS. Este trabalho apresenta uma biblioteca de componentes VHDL que permite a implementação de dezenas de configurações do protocolo de Sincronização e Codificação de Canal de Telemetria recomendado pelo CCSDS. Estes componentes implementam as funcionalidades do remetente, que para o canal de telemetria é o segmento espacial. Por esta razão, os componentes foram projetados para serem utilizados em FPGAs para aplicação espacial. Por outro lado, projetos na área espacial são críticos e requerem metodologias específicas para seu desenvolvimento, verificação e validação. Por isso, este trabalho apresenta também uma metodologia estruturada para desenvolvimento VHDL. Esta metodologia estipula regras para a estrutura e divisão funcional dos sistemas descritos, além de regras de codificação e documentação. Por fim, são apresentados dados de implementação do protocolo com os componentes da biblioteca, que são comparados com os de outra implementação, que não utiliza nenhuma metodologia específica.

Filmes finos de carbono tipo diamante, (DLC - diamond-like carbon) possuem interessantes propriedades, tais como alta dureza, estabilidade química e baixo coeficiente de atrito que os qualificam para uso em diversas áreas do setor produtivo, incluindo as indústrias automobilística, química, petroquímica e espacial. No caso da indústria espacial, o principal atrativo são suas propriedades tribológicas, pois o DLC possui características de lubrificante sólido, o que o torna interessante para uso em peças articuláveis de satélites. A limitação do uso do DLC nestas peças se deve a sua degradação, que ocorre devido a reações químicas do filme com o oxigênio atômico, presente no ambiente no qual orbitam os satélites. Para minimizar este problema, neste trabalho, nanopartículas de prata foram incorporadas aos filmes. As deposições foram realizadas por PVD (Physical Vapor Deposition) - através de um sistema de pulverização catódica, mais conhecido como magnetron sputtering. Os filmes de DLC com e sem nanopartículas de prata foram produzidos em duas condições de atmosfera da descarga, objetivando o estudo do comportamento dos filmes com diferentes hidrogenações. Os filmes produzidos foram caracterizados quanto à composição química, propriedades estruturais, morfológicas e tribológicas, através das técnicas de EDX, RBS/ERDA, XPS, espectroscopia Raman, AFM e com um tribômetro. Com o objetivo de se simular a situação de bombardeio por oxigênio, amostras foram submetidas ao processo de corrosão por plasma de oxigênio. Os resultados mostraram a eficiência da incorporação da prata ao DLC, de modo que os filmes com prata apresentaram uma taxa de corrosão 75% menor que em relação ao DLC sem prata.

A crescente participação do software embarcado nas causas dos últimos acidentes espaciais evidencia a importância dos processos e técnicas de verificação e validação no desenvolvimento do software embarcado espacial. Neste contexto, este trabalho investiga a contribuição de duas técnicas de verificação para aplicações espaciais. A primeira técnica é o model checking baseado no uso da ferramenta UPPAAL. O UPPAAL adota a modelagem do sistema em autômatos temporizados e permite a verificação de propriedades especificadas em um subconjunto da linguagem CTL (Computational Tree Logic). A segunda técnica consiste especificação e aplicação de testes a partir de modelos de estados, considerando mais especificamente a metodologia CoFI (Conformance and Fault Injection). São utilizados como estudo de caso dois produtos de software espacial. Um dos produtos foi desenvolvido com o uso do model checking, enquanto o outro foi desenvolvido de acordo com as práticas atualmente aplicadas pelo grupo de computador de bordo do Departamento de Eletrônica Aeroespacial do INPE (Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais). Ambos os produtos de software foram testados utilizando a metodologia CoFI. Cada produto consiste de uma implementação de dois serviços especificados na norma europeia PUS (Packet Utilization Standard). Estes serviços representam funcionalidades oferecidas por um computador de gerenciamento de bordo de satélites. As principais conclusões obtidas são que a metodologia CoFI contribui para o aprimoramento dos processos de verificação atualmente em uso no INPE, e que, o model checking associado à geração manual do código não implica na ausência de erros, porém ajuda a reduzir o número, mas não a criticidade de erros quando comparado com as práticas atualmente em uso.

As Máquinas do tipo Turbobombas são elementos chaves no desempenho de um Motor Foguete a Propelente Líquido - MFPL, no entanto o uso destes dispositivos é evitada em um grande numero de propulsores encontrados pelo mundo principalmente quando o fator custo se torna bastante relevante. Deste modo foram realizadas uma série de ensaios com materiais especiais com objetivo de diminuir a dependência de metais estrangeiros, elevar a eficiência do componente, diminuir seu custo final e viabilizar sua manufatura no Brasil. Foram feitos levantamentos bibliográficos a respeito dos materiais e processos mais indicados para a turbobomba hipotética em estudo, com uma visão bastante abrangente da maquina juntamente com o foco em processos e materiais encontrados no mercado nacional. Posteriormente o estudo foi focado no problema proposto, e então após um levantamento bibliográfico detalhado foram feitos experimentos com fim de embasar as decisões de projeto relativas a turbina. Primeiramente, foram escolhidas as ligas metálicas mais comuns neste tipo de aplicação, notadamente ligas baseadas em Níquel, e ligas mais exóticas com alta probabilidade de uso, neste caso baseadas em Nióbio. Após as escolhas das ligas adequadas foram realizados uma série de ensaios para determinar parâmetros relativos a dificuldade de usinagem destas ligas, juntamente com parâmetros relacionados com a capacidade de suportar ambientes oxidantes em altas temperaturas. Baseando-se nos dados bibliográficos recolhidos e fazendo um paralelo com os dados experimentais recolhidos e com dados da indústria nacional foi possível traçar recomendações quanto às decisões de projeto relativas aos materiais e processos de manufatura da turbina da turbobomba em estudo.