A interação entre o Veículo Lançador de Satélites, VLS, e um micro-satélite embarcado é estudada. Procura-se determinar o envelope de acelerações que este micro-satélite irá suportar desde a ignição do lançador até a injeção final em órbita. O problema é estudado segundo a técnica de condensação e aproximação modal. Utiliza-se a base de Craig e Bampton para descrever o comportamento dinâmico de subestruturas de um veículo lançador de satélites. O interesse do trabalho está na determinação do envelope de acelerações que a base da Carga Útil embarcada no veículo lançador está sujeita desde a fase de lançamento, vôo atmosférico e injeção em órbita. Adota-se como resposta para a interação dinâmica entre o veículo lançador e a Carga Útil duas soluções que se superpõem: uma parte estática representando o movimento de conjunto como corpo rígido e uma parte dinâmica representando o movemento elástico relativo entre o veículo lançador e a Carga Útil. Como Carga Útil é proposto um modelo estrutural de um micro-satélite. Esse modelo servirá como referência para análises dinâmicas de quaisquer outros satélites que venham a ser lançados pelo veículo em pauta. Obtém-se como resultado final uma redução considerável da análise do problema quando comparado a uma análise completa através da técnica de elementos finitos em instantes específicos de vôo. Essa redução é particularmente evidenciada quando busca-se determinar a dinâmica de qualquer outro satélite através da similaridade com o satélite de referência proposto. Nesse caso somente operações matriciais simples e rápidas serão necessárias, evitando-se um novo estudo particular completo.

A síntese estrutural sob resposta dinâmica de estruturas modeladas por elementos finitos exige tipicamente um elevado esforço computacional devido às custosas análises de resposta dinâmica necessárias à convergência da otimização. A transformação de carga dinâmica em carga estática equivalente (CEE), permite redução considerável no custo computacional da otimização, além de simplificar a abordagem do problema. Neste trabalho, painéis aeronáuticos reforçados sob carregamento dinâmico, submetidos a restrições de deslocamentos nodais, tensão de von Mises e flambagem dinâmica, são otimizados utilizando-se a técnica de CEE. É proposta e apresentada em detalhes uma estratégia própria de determinação de instantes críticos para obtenção de CEEs, visando tornar a otimização mais eficiente. As aplicações numéricas mostram que a estratégia da CEE é capaz de lidar eficientemente com a otimização dos painéis que estão sujeitos a cargas de alta freqüência que tendem a amplificar deslocamentos dinâmicos restringidos, produzindo estruturas que satisfazem as restrições de deslocamento e de flambagem impostas. O pacote comercial ABAQUS foi empregado tanto para as análises dinâmicas como para as análises estáticas e de flambagem. Um código foi desenvolvido na linguagem PYTHON, compatível com o programa ABAQUS, que realiza as análises de sensibilidade com relação às variáveis de projeto e onde é implementado um módulo de otimização seqüencial aproximada (OSA), que torna a otimização tão eficiente quanto possível neste ambiente.

Métodos de integração numérica direta são utilizados na análise dinâmica estrutural para a solução das equações de movimento no domínio do tempo. Estes métodos trabalham diretamente sobre as equações de movimento acopladas, e podem ser descritos basicamente como processos de extrapolações sucessivas passo-a-passo: começando com valores iniciais conhecidos dos vetores de deslocamento e velocidade, soluçoes são obtidas em incrementos de tempo especificado usando para tanto, um esquema de diferença finita ou um processo de integração numérica. Várias variantes dos métodos existem. Os algoritmos mais amplamente usados são: o método de Newmark, o método de Wilson O, o método de Houbolt e os métodos de Zienkiewicz. No presente trabalho alguns destes algoritmos são reexaminados e aplicados a uma estrutura de complexidade moderada. A tese discute a performance e os méritoscomputacionais das diferentes variantes. Conclusões baseadas na precisão, estabilidade e eficiência são apresentadas.

Este trabalho apresenta análises dinâmicas da estrutura preliminar do satélite universitário ITASAT-1. O satélite foi concebido como uma plataforma multimissão para aplicações científicas. A plataforma tem forma cúbica e o flange adaptador tem formato cilíndrico. O projeto do satélite prevê massa máxima de 100 kg e a mesma foi considerada nas análises numéricas de forma a atender requisitos de rigidez e de resistência mecânica. O satélite possui painéis solares fixos em todas as faces externas e a arquitetura mecânica interna consiste de um cilindro que liga o painel da base inferior à plataforma central. O veículo lançador escolhido como referência para os cálculos foi o PSLV da Índia. O manual do lançador traz uma série de requisitos a serem cumpridos pela estrutura do satélite e o requisito de frequências naturais mínimas foi o maior desafio da fase preliminar. Como não há experimento, foi adotado um fator de amortecimento modal mínimo. As análises estruturais foram executadas pelo método dos elementos finitos, mais especificamente, análise modal, resposta senoidal em frequência e resposta aleatória. Para as análises estão descritos os carregamentos utilizados e após a obtenção dos resultados destas, foi possível verificar o projeto preliminar da estrutura e definir as mudanças necessárias para se cumprir os requisitos do lançador. Especificamente, como resultados alcançados neste trabalho temos as frequências naturais do conjunto e as acelerações dos principais equipamentos embarcados como função da frequência de excitação. Para avaliar os resultados, foi proposta uma especificação de ambiente preliminar, entretanto observamos que as respostas obtidas violaram especificações propostas. Portanto, uma análise de sensibilidade foi realizada e um aumento no valor do fator de amortecimento modal foi necessário para poder atender as especificações.

No cálculo de resposta dinâmica de estruturas através de superposição modal é de fundamental importância que os modos de deformação correspondentes às deformações geradas pelas cargas sejam incluídos, o que exige o cálculo de um grande número de modos (problema de auto-valores), podendo tornar a solução do problema muito cara, do ponto de vista computacional. A utilização de modos residuais permite a obtenção de soluções com alta precisão sem a necessidade de se incluir um grande número de modos de deformação. Este trabalho utiliza modos residuais na solução de problemas dinâmicos estruturais, cuja solução é obtida através de superposição modal. Os resultados obtidos são comparados àqueles resultantes da integração direta das equações de movimento do sistema. Exemplos numéricos são apresentados e seus resultados são amplamente comentadosA inserção do Brasil no competitivo mercado espacial se tornou possível após o domínio do desenvolvimento da tecnologia de foguetes de sondagem alcançada nas décadas de 1970 e 1980, com o projeto Sonda IV. Entretanto, os foguetes de sondagem não permitiam a inserção de satélites em órbita, o que levou o país ao desenvolvimento do Veículo Lançador de Satélite (VLS-1). O Brasil é detentor da melhor localização geográfica para lançamentos comerciais equatoriais, dada a economia de energia alcançada durante os lançamentos. Para atingir plena autonomia na área espacial um país precisa ser detentor de tecnologia na área de produção e lançamento de lançadores, satélites e ter seu campo de lançamento. Assim, este trabalho tem por objetivo o estudo sobre os meios de solo, voltado à fase final de integração no campo de lançamento, para a montagem de veículos de médio e grande porte, englobando a forma de montagem dos mesmos, pré-dimensionamento de prédios e instalações. Explana-se a logística no que se refere a transporte, armazenagem e suprimentos, usada durante a campanha de lançamento para o veículo. Discorre-se sobre o Centro de Lançamento de Alcântara e os veículos de médio e grande porte do Programa Nacional de Atividades Espaciais (PNAE). Aborda-se sobre a interação entre as edificações, para que se possa atingir o sucesso da missão, incluindo requisitos mínimos de segurança durante o lançamento. Comenta-se sobre planejamento e coordenação de campanhas de lançamento de veículo de médio e grande porte. E, finaliza-se, com a apresentação das considerações finais, expondo sugestão para futuros trabalhos e as contribuições deste estudo.

The selective inversion technique in structural dynamics is presented. Plate and shell models under different constrains are presented and are compared with analytical results for validation and performance analysis. Complex aeronautical structures represented by a rear fuselage model is simulated and checked by finite element models. Conclusion based on accuracy and computational efforts are presented stemming on versatility and advantages in the eigenvalues extraction in dynamic analysis.

Este trabalho apresenta um sistema de controle de estruturas flexíveis (placas) fazendo uso de um torque desenvolvido por uma planta hidráulica. A estrutura flexível está montada em um mancal hemisférico a gás, construído no ITA para medidas de propriedades de massa, que flutua sobre um colchão de ar e gira com atrito desprezível, posicionando a placa em uma determinada posição angular. A atuação do torque excita diversos modos de vibrações da placa, possibilitando identificar diversos parâmetros dinâmicos das plantas hidráulica e flexível. Por outro lado, a ação de um controlador analógico ou digital na malha de controle, permite gerar um torque para minimizar as amplitudes máximas dessas vibrações, quando a placa estiver oscilando em torno da posição desejada. Seguindo os conceitos da Engenharia Mecatrônica, o modelo completo de todos os sistemas (elétrico, mecânico translacional, mecânico rotacional, hidráulico e flexível) foi obtido pela técnica dos grafos de ligação (Bond Graphs), de forma a ser apresentado em uma linguagem gráfica, unificada. Foram gravados e analisados os dados de ensaios para a identificação do sistema, para posterior validação do modelo analítico escrito no Espaço de Estados. Finalmente, para ressaltar, depois do uso do Princípio de Hamilton para obtenção das equações do movimento da placa e da aplicação do método dos modos assumidos, as equações obtidas são apresentadas na linguagem de grafos de ligação, por um modelo inédito de placas flexíveis, útil para projetos de sistemas de controle no Espaço de Estados. Este modelo pode ser utilizado facilmente com softwares recentes, como o "20_sim" e "CAMP/G".

Os geotêxteis têm sido usados como elemento filtrante em todo o mundo, sendo esta, atualmente, sua mais importante aplicação. Particularmente em obras ambientais eles representam uma solução versátil, de fácil aplicação e controle, possibilitando novas opções de projeto ou apresentando um bom desempenho, em situações convencionais.O trabalho apresenta um processo para análise do comportamento dos filtros têxteis ao longo do tempo, por meio de técnicas computacionais que simulam a dinâmica do sistema filtrante. A simulação permite a realização de análises sob diferentes condições, que procuram retratar o sistema pelo período de tempo desejado e em condições próximas à real. A proposta para melhorar a representabilidade da estrutura do geotêxtil permite também melhorar a eficiência do método de dimensionamento racional (Urashima, 1996), sendo apresentadas: uma nova proposta para avaliar a curva de distribuição de poros por meio de análise de imagens de microscopia e uma nova metodologia para determinação da distância média entre confrontos por retroanálise de resultados de ensaios de filtração à carga variável desenvolvido para esta finalidade, com base nas hipóteses adotadas pela análise probabilística.

As estruturas dos satélites são fortemente solicitadas durante a fase de lançamento, pelos esforços induzidos pelo veículo lançador. A estrutura do satélite tem um papel preponderante tanto no aspecto de massa, quanto em relação à ocorrência de falhas estruturais que comprometeriam a missão do satélite. Por essa razão faz-se necessária a análise das diferentes solicitações estruturais dada a sua importância para o dimensionamento do satélite, de maneira a poder definir com boa precisão as cargas de dimensionamento a serem utilizadas pelos projetistas da estrutura do satélite, objetivando tanto a redução da massa quanto o aumento da confiabilidade estrutural. Este trabalho apresenta e verifica a aplicabilidade e validade de um método de análise da resposta dinâmica de estruturas de satélites quando submetidas a vibrações de baixas freqüências e em banda larga. O método utiliza o conceito de sensibilidade da resposta do sistema a variações dos parâmetros físicos da estrutura. São apresentados definições sobre a terminologia, as funções básicas das estruturas, a classificação e tipos de estruturas, elementos empregados na confecção da estruturas de satélites e os esforços atuantes. A seguir são apresentados conceitos gerais sobre a resposta dinâmica das estruturas e feito o detalhamento do método de análise. Finalmente é apresentada a comprovação do método de análise, através do cálculo da resposta de dois sistemas, o primeiro sendo um sistema de dois graus de liberdade e o segundo uma viga engastada.

This dissertation aims to apply piezoelectric materials as actuator and sensor to perform aeroelastic analysis. Two semi-span wing models based on flat plates with different characteristics were tested using PZT (Lead Zirconate Titanate) as actuator, PVDF (Polyvinylidene Fluoride) as sensor and the results were compared with vibrometer laser results. An aluminum model with a ballast on the wing tip, whose its location can be modified was tested in experimental modal analysis. Using the aluninum model, an investigation about aeroelastic behaviour was conducted in wind tunnel and the V-g/V-f diagram determined. This diagram shows the aeroelastic evolution of the natural frequencies and damping as function of speed (or dynamic pressure). In this aeroelastic analysis, the ability of the PVDF in determining the V-g/V-f diagram was evaluated. A numerical model of composite flat plate was generated considering the piezoelectric instrumentations. The second specimen tested corresponds to composite wing models that are based on laminate composite flat plate. Five models with different fiber orientations were tested in (pure) experimental modal analyses and wind tunnel, hence, the capability of excitation of PZT was verified. Good results were obtained regarding the estimation of natural frequency and damping factor using a single PVDF element. The application of PZT as actuator in the wind tunnel test showed improvement on the data acquisition in terms of noise. However, were observed some characteristics that require careful. As support to experimental tests, several studies were performed.