Para o desenvolvimento dos estudos da combustão supersônica está sendo montada no INPE (Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais), em parceria com o IEAv (Instituto de Estudos Avançados), uma bancada de testes do tipo diretamente-conectada, para ensaios de combustores supersônicos. Esta bancada, junto com o túnel de choque hipersônico e o lançador hipersônico de massa, existentes no IEAv, formam o conjunto dos três equipamentos para ensaios em solo de aerotermodinâmica, necessários para a pesquisa e o desenvolvimento de motores aspirados do tipo "scramjets" ("supersonic combustion ramjets") e para testes de aerodinâmica interna e externa de modelos reduzidos de veículos hipersônicos. A bancada é formada basicamente por uma câmara de combustão, conhecida como gerador de ar viciado, acoplada a um bocal supersônico, cuja função é simular as condições do escoamento de ar atmosférico atrás de ondas de choque cônicas ou oblíquas que se formam em frente a veículos voando com velocidades hipersônicas. As características principais deste escoamento são de temperaturas elevadas, obtidas no gerador de ar viciado por combustão, e de velocidades supersônicas, obtidas no bocal supersônico. Para que a bancada funcione realmente como um equipamento de ensaios é necessário se ter o controle sobre as condições do escoamento de teste na saída da mesma. Assim surgiu a necessidade de se fazer uma avaliação completa do escoamento no interior desta bancada para se conhecer todos os fenômenos envolvidos no processo e obter a relação entre as condições do escoamento na entrada da câmara de combustão do gerador de ar viciado, as quais podem ser manipuladas, e as condições do escoamento de teste na saída do bocal supersônico que devem ser simuladas. A caracterização completa do escoamento no interior da bancada foi feita, neste trabalho, em três partes: a primeira é o estudo do escoamento cônico considerando o ar atmosférico, para a obtenção das condições do vôo real que devem ser simuladas, a segunda é a avaliação do processo de combustão no interior do gerador de ar viciado para a obtenção das condições de temperatura desejadas na saída da câmara de combustão e a terceira é o estudo do escoamento através do bocal supersônico convergente-divergente para a obtenção das condições de velocidade do ar viciado já aquecido a serem geradas na saída da bancada. Com o conhecimento obtido neste trabalho é possível controlar e sintonizar as condições de ensaio desejadas na saída da bancada de testes de combustão supersônica através somente da variação das vazões dos reagentes na entrada da câmara de combustão do gerador de ar viciado.

Este trabalho propõe a arquitetura para uma Plataforma de Testes de sistemas de piloto automático voltada para ambiente de simulação. Trata-se de uma ferramenta com propósitos educacionais e de pesquisa onde variadas configurações destes sistemas podem ser facilmente implementadas aumentando a flexibilidade dos testes executados e acelerando seu desenvolvimento. Por se tratar de ambiente de simulação, apresenta vantagens como a facilidade de operação e a obtenção de resultados em bancada imediatamente após o projeto do sistema, o que antecipa a detecção de problemas que poderiam ser encontrados somente após sua implementação. Estas características apresentam-se ideais para suportar o processo de desenvolvimento de sistemas de piloto automático para VANTs (Veículos Aéreos Não Tripulados) considerando a necessidade de testes intensivos antes de embarcar estes sistemas. Nesta Plataforma de Testes é utilizado o Matlab/Simulink contendo o modelo do sistema de controle de piloto automático a ser testado, o simulador de vôo X-Plane contendo o modelo da aeronave a ser controlada, um microcontrolador para controle das superfícies de comando de vôo de um aeromodelo e servos eletromecânicos para acionamento destas superfícies. Estes recursos são interligados através de barramentos de dados para troca de informações. Após uma exposição dos conceitos do movimento de uma aeronave rígida e suas equações, a Plataforma de Testes proposta é descrita em detalhes, pois este é o assunto principal do presente trabalho. Para demonstração da validade do projeto, comparam-se os resultados da simulação executada no Matlab/Simulink de um controlador de piloto automático previamente projetado com aqueles obtidos pela integração do mesmo controlador na Plataforma de Testes.

Nos últimos anos, a necessidade e a busca pela geração de energia de forma eficiente tem sido alvo de pesquisa de muitas universidades e empresas. Empresas vêem oportunidade de suprir a própria demanda e em alguns casos vender o excesso de energia. A empresa brasileira Vale Soluções em Energia (VSE) em parceria com o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) visando entrar nesse mercado de geração de energia desenvolveu um programa de mestrado focando o estudo de turbinas a gás. Este tipo de motor é bastante complexo, tanto no projeto como na operação, e para garantir que o mesmo opere conforme especificado pelo fabricante, testes precisam ser realizados em bancos de ensaios especialmente projetados. Os bancos de ensaio possuem instrumentos que permitem a leitura de parâmetros do motor que possibilitam a verificação de sua eficiência e o seu comportamento, tanto na fase de desenvolvimento ou após passar por manutenção, visando garantir o desempenho e a eficiência dos motores especificados pelo fabricante, em condições seguras de operação. No trabalho foi desenvolvido um estudo pormenorizado da instrumentação necessária para ensaios de turbinas a gás em banco de teste, definindo os tipos de testes e identificando intervalos de regime permanente nos sinais obtidos durante a realização dos mesmos. Para realizar a identificação foi desenvolvido um programa computacional em LabVIEW. Para a validação do algoritmo foi desenvolvido um segundo programa computacional que gera séries temporais, também desenvolvido em ambiente LabVIEW. Neste segundo programa foram geradas séries com intervalos em regime permanente pré definidos e esses intervalos foram comparados com os encontrados pelo programa de identificação de regime permanente.

The unmanned aerial vehicles (UAVs) has grown in military and civilian areas of application. Several industries (automotive, military, factories, space, etc.) use robots for dangerous and repetitive tasks. This work is dedicated to a special type of aerial platforms which has grown considerably in recent years, the quadricopter. These UAVs that has been highlighted by having ight characteristics and construction only, for example, hovering flight, vertical takeoff and landing, high maneuverability, low speed flight, and simple mechanics. This work proposes a tool for simulation and visualization of an aerial air-type quadricopter robots, using the flight simulator X-Plane 9, Matlab and Simulink. The aircraft under study is the so-called ITA-001, developed by the quadricopter study group the Aeronautical Institute of Technology. Started up by modeling quadricopter ITA-001 in flight simulator X-Plane, then this simulator has been interfaced with Simulink platform to build a computational simulation platform that meets to the requirements of research and educational group study quadricopter ITA.

The main aim of this work is to present the specification of an experimental firing test stand of liquid rocket engine (LRE), comprising the main design, the instrumentation of measurement system, the data acquisition system, the operating manual, as well as the methodology to perform laboratory work for determination of a LRE thrust characteristics in atmospheric conditions. Initially it is presented a theoretical basement of LRE in general and concerning the laboratory work. After that it is proposed a methodology for execution of laboratory work using resources of information technology, which will allow the automatic and remote functioning of the test stand, and it will give to the users the inputs necessaries to realization of tests and attainment of reliable results. The specification of the test stand is result of calculations implemented in MathCAD program in way of algorithms presented in appendix of this work. The control of mass flow rates of propellant by automatic pressure regulators and valves, as well as the data acquisition of test stand is carried out by Labview program in a NI PXI platform. The instrumentation of measurement system will make possible online measurements of temperatures, pressures, mass flow rates and thrust force related to the tests. It is presented also a preliminary analysis of type B uncertainties of test stand system, and a comparative analysis between designed LRE with similar rocket engine of a test stand in operation.

O presente trabalho trata do desenvolvimento de um programa para aquisição e processamento de dados aplicados a um banco de testes de propulsão líquida. O banco é constituído de Câmara de Elemento Único (CEU) e utiliza álcool como combustível um oxidante criogênico, o oxigênio líquido LOx, pressurizado. O programa foi elaborado em linguagem de programação gráfica G, utilizando o software LabVIEW. A interface gráfica do programa permite ao usuário configurar diferentes opções de ensaios ao mesmo tempo em que se verificam as condições de segurança para a execução dos mesmos. Realizou-se levantamento e descrição de toda a instrumentação da bancada bem como os erros potenciais a ela associados, considerando-se sempre o alto risco presente na operação deste tipo de banco.

O presente trabalho tem o objetivo de desenvolver um programa para o controle e aquisição de dados do novo banco de testes de 50 à 100kgf de empuxo de um motor foguete a propelente líquido e prover meios para que o motor funcione de acordo com os parâmetros de projeto. O software LabVIEW foi escolhido para o desenvolvimento do programa devido a sua facilidade de utilização, sua fácil interface com o usuário e pelo fato do laboratório de propulsão líquida do IAE já utilizá-lo no controle e monitoramento do Banco de Testes BT02T . O controle e a aquisição de dados dos ensaios serão feitos automaticamente, e para que o programa atenda aos requisitos de operação do motor foi desenvolvido o sequenciamento de operações do banco de testes para garantir que os vários componentes do sistema operem de forma esperada através do estabelecimento da cronologia dos eventos e de forma segura.

Uma das grandes dificuldades para a determinação da hélice ideal para a aplicação no grupo moto propulsor em aeronave rádio controlada está associada ao seu desempenho. A escolha ideal do grupo moto propulsor, baseado em um motor responsável pela geração de potência de eixo e uma hélice que converte essa potência em força propulsiva, é de grande importância pois garante uma melhor qualidade de voo e menor consumo da fonte energética, que pode ser um combustível ou energia elétrica. As hélices são diferenciadas por suas características geométricas e aerodinâmicas definidas pelos seus respectivos fabricantes. As principais características geométricas são o diâmetro e o passo geométrico. A principal característica aerodinâmica é curvatura da pá, definida pelo formato aerodinâmico da seção transversal da pá. Este trabalho tem como objetivo principal a caracterização experimental de diversas hélices de diferentes fabricantes. Para tal trabalho foi desenvolvido um banco de hélices para obtenção dos principais parâmetros de desempenho de uma hélice, como força propulsiva e rotação. As hélices testadas possuem diâmetro de 13 polegadas com diferentes passos, sendo elas: APC (13x4, 13x6, 13x9, 13x10 e 13x11), Master Aircrew (13x5, 13x6 e 13x8), JCSuper (13x6) e Top Flite (13x6). Os resultados experimentais foram comparados com resultados obtidos através de modelagem numérica, utilizando a teoria de elemento de pá, e com alguns resultados experimentais e numéricos obtidos na literatura, a fim de validar os resultados numéricos. Os resultados experimentais mostram que hélices de dimensões equivalentes, de diferentes fabricantes, possuem desempenho propulsivo diferente.

Dentre os sistemas que compõem uma aeronave não tripulada está o sistema de propulsão, conjunto formado pelo motor e a hélice. O ITA recentemente adquiriu motores a pistão de dois tempos com o objetivo de equipar o sistema de propulsão de um projeto de desenvolvimento de uma aeronave não tripulada e tendo a necessidade de levantamento de dados do sistema de propulsão, curva de torque, de tração e consumo específico de combustível, neste trabalho foi desenvolvido um banco de ensaio para executar ensaios estáticos e dinâmicos neste motor. Por razões de tempo e disponibilidades do túnel de vento, foi executado somente o teste estático do motor num sistema de propulsão. Pode-se comparar com os dados do fabricante com o sistema de propulsão desenvolvido, e ensaiado para um conjunto de quatro hélices, foi verificado que os dados reais, de potência e rotação máxima, estão abaixo dos dados fornecidos pelo fabricante.

Este trabalho propõe o desenvolvimento e estudo de um modelo matemático do sistema de alimentação do banco de teste de motores foguete a propelente líquido para corpo de prova de 15 kN de empuxo do laboratório de propulsão líquida da APE/IAE (Divisão de Propulsão Espacial/Instituto de Aeronáutica e Espaço) com o objetivo de analisar a influência de efeitos fluido dinâmicos nos principais componentes do motor, levantando resultados da dinâmica de pressão e vazão para ensaios a frio e a quente. Para tal utilizou-se a modelagem em grafos de ligação, importante ferramenta para a simulação dinâmica de sistemas independentemente do seu domínio físico. Esta metodologia é fundamentada em elementos resistivos, capacitivos e de inertância, os quais interagem entre si através de ligações de energia, transmitindo potência e energia, sendo adequada para representação de sistemas hidráulicos. Neste trabalho foi utilizado uma amostra de pressão de ensaio a frio para o corpo de prova do propulsor de 15 kN de empuxo; esta será útil para aproximação da dinâmica de pressão do modelo com a real. Com essa aproximação foi possível simular ensaios a quente para dois pares-bipropelentes, Etanol/LOX e Querosene/LOX. O desenvolvimento deste trabalho e seus resultados contribuem para o melhor conhecimento da dinâmica fluida do sistema de alimentação da bancada de teste, o que torna a ferramenta apta para análise da influência dos componentes hidráulicos e alternativa para aplicação de futuros aperfeiçoamentos do sistema real.