Vários incidentes e acidentes com aeronaves são causados por falhas nos sistemas hidráulicos gerando perda das superfícies de controle, a maioria deles resultam em queda das aeronaves. O controlador de vôo por empuxo (CVE) pode ser utilizado nestas situações de emergência possibilitando um pouso seguro. Neste trabalho são desenvolvidos controladores longitudinais que utilizam só a tração do motor para pousar a aeronave, simulando-se perda total das superfícies de controle. A abordagem do CGT (command generator tracker) ée utilizada no auxílio da obtenção dos ganhos ótimos dos controladores através da técnica linear quadrática. Várias simulações foram feitas utilizando o RJ-145, produzido pela EMBRAER. Levou-se em conta variações na posição do c.g e flap bem como avaliou-se a robustez dos controladores projetados quanto à posição de travamento do profundor e turbulência durante o pouso. Os resultados destes estudos para o RJ-145 são apresentados aqui.

O propósito desse trabalho é simular, através de técnicas de CFD, o escoamento interno em bocais propulsores bidimensionais convergente-divergentes (2D-CD) vetorados (de empuxo direcionável). Bocais de diversas configurações geométricas são submetidos a diferentes razões de pressão. Coeficiente de descarga, coeficiente de tração, ângulo de vetoração efetivo e pressão estática ao longo dos flaps superior e inferior são medidos. Dados obtidos computacionalmente por um Software da NASA (PAB3D), além dos obtidos experimentalmente pela mesma agência são utilizados para validação. Um mapa de desempenho de um bocal propulsor 2D-CD é obtido utilizando-se resultados de CFD. O software utilizado para simulação do escoamento foi o Fluent e o de geração de malhas computacionais, o GAMBIT.

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.

Este trabalho é focado no modelo dinâmico de um servomecanismo hidromecânico com comando elétrico aplicado no sistema de controle de atitude de vôo do veículo lançador de satélite (VLS). No presente sistema, a tubeira é fixada ao corpo do motor por uma interface elástica permitindo movimentos angulares da tubeira em duas direções ortogonais. O movimento angular da tubeira é atuado por um servo-posicionador eletro-hidráulico com realimentação mecânica direta entre a saída do pistão e a eletroválvula bocal-palheta. A válvula bocal-palheta é atuada por um motor linear de relutância variável, controlado por um sinal elétrico enviado pelo computador de bordo de controle de vôo do foguete. Um modelo dinâmico do servo posicionador eletrohidraúlico completo é proposto nesse trabalho. Alguns parâmetros do modelo foram obtidos por processo de identificação em malha fechada no domínio do tempo, usando a abordagem indireta. Os dados para o processo de identificação foram obtidos de montagem experimental, também apresentada nesse trabalho. A validação do modelo é obtida pela comparação com a resposta do sistema real.

Uma grande limitação dos foguetes à propelente sólido consiste na dificuldade de alteração do módulo do vetor empuxo, quando e se necessário, durante a queima do grão. Entre as soluções conhecidas pra resolver este problema encontram-se a utilização de um grão composto de propelentes diferentes, a utilização de uma geometria de grão adequada e a utilização de foguetes auxiliares (e.q. boosters). Estas soluções não significam entretanto um efetivo controle já que não podem ser alteradas durante a queima. Consistem, na sua essência, de uma pré-programação da queima. Um controle efetivo é obtido pela injeção de massa na câmara de combustão, alterando a vazão mássica que flui através da tubeira, as propriedades termodinâmicas do gás produto da combustão bem como outros parâmetros do motor foguete, tendo como resultado a possibilidade de controle do módulo do vetor empuxo quando e se necessário, ou seja, num instante aleatório durante a queima e de reprodutibilidade possível, independente de programação prévia. Este trabalho visa estabelecer primordialmente um equacionamento matemático adequado à obtenção da curva pressão versus tempo de queima durante a queima, sem injeção e com a injeção.

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.

A aeronave ERJ-145, produzida pela EMBRAER, possui duas turbinas para prover empuxo. Essa disposição permite o uso somente do empuxo como um sistema de controle de emergência alternativo. A automatização desse sistema, referenciado como CVE, para Controle de Vôo por Empuxo, foi desenvolvido para auxiliar o piloto na manutenção de vôo controlado e pouso em caso de perda parcial ou total de autoridade nas superfícies primárias de controle de vôo. A verificação qualitativa do grau de controlabilidade obtido é realizada por pilotos da EMBRAER e da Força Aérea em vôos simulados realizados no "Full Flight Simulator" da EMBRAER, instalado na INFRAERO, em São José dos Campos.