Este trabalho tem como objetivo auxiliar no desenvolvimento do projeto de um muro de arrimo em concreto armado. Será constituído de quatro fases distintas. Na primeira fase, serão detalhados os tipos de muros de arrimo, bem como suas indicações de uso. Numa segunda fase, serão levantadas as ações atuantes no muro. O estudo do empuxo sera feito a partir da teoria de Coulomb e Rankine. Na fase seguinte serão fixadas as dimensões do muro a partir de um pré-dimensionamento, seguido da verificação da estabilidade do conjunto, onde é analisada a segurança ao deslizamento e tombamento. A partir daí, são calculados os esforços solicitantes no muro e na sapata, seguido do dimensionamento das armaduras de ambos. Finalmente, na última fase, será feita a resolução detalhada de dois tipos de muro de arrimo. / The objetctive of this work is to help in the development of reinforced concrete retaining wall projects. There were four distinct phases. In the first phase was detailed the retaining walls types, as their using indications. In the second phase, it was showed the actions on the wall. The studying of pressure soil was made with Coulomb and Rankine theory. In the next phase, was fixed the wall dimensions according to a first draft, followed by stability conditions, where was verificed sliding and falling safety. Then the wall and foundation internai forces were calculated, followed by the reinforcing bars calculation in both of them. Finally, in the last phase, it was made a complete calculation of the two types of retaining wall.

Este trabalho tem como objetivo auxiliar no desenvolvimento do projeto de um muro de arrimo em concreto armado. Será constituído de quatro fases distintas. Na primeira fase, serão detalhados os tipos de muros de arrimo, bem como suas indicações de uso. Numa segunda fase, serão levantadas as ações atuantes no muro. O estudo do empuxo sera feito a partir da teoria de Coulomb e Rankine. Na fase seguinte serão fixadas as dimensões do muro a partir de um pré-dimensionamento, seguido da verificação da estabilidade do conjunto, onde é analisada a segurança ao deslizamento e tombamento. A partir daí, são calculados os esforços solicitantes no muro e na sapata, seguido do dimensionamento das armaduras de ambos. Finalmente, na última fase, será feita a resolução detalhada de dois tipos de muro de arrimo. / The objetctive of this work is to help in the development of reinforced concrete retaining wall projects. There were four distinct phases. In the first phase was detailed the retaining walls types, as their using indications. In the second phase, it was showed the actions on the wall. The studying of pressure soil was made with Coulomb and Rankine theory. In the next phase, was fixed the wall dimensions according to a first draft, followed by stability conditions, where was verificed sliding and falling safety. Then the wall and foundation internai forces were calculated, followed by the reinforcing bars calculation in both of them. Finally, in the last phase, it was made a complete calculation of the two types of retaining wall.

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.

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.

Propulsores de baixo empuxo possuem a proteção térmica da superfície interna da parede provida pela redução da carga térmica dos gases quentes por meio de um filme líquido de combustível injetado, paralelo e junto à parede. A carga térmica transferida para a parede pode ser determinada conhecendo o coeficiente de transferência de calor por convecção na camada limite. Ambos, o perfil de temperatura do filme de combustível e o perfil do coeficiente de transferência de calor, são difíceis de serem quantificados e possuem grandes incertezas na determinação por meio teórico ou experimental. Determinar o comportamento de ambos os perfis térmicos é muito importante para o projeto e para a escolha do melhor material a ser usado na parede do propulsor. Este trabalho apresenta a técnica do problema inverso usada na determinação dos perfis do filme de combustível e do coeficiente de transferência de calor para a parede de um propulsor de 200N de empuxo, onde através de um perfil de temperatura da superfície externa da parede do propulsor como dado de entrada, os perfis térmicos desejados podem ser determinados. Um algoritmo híbrido composto por GEO4 (Otimização Extrema Generalizada), baseado na técnica da evolução natural somado a um EE (Estratégias Evolutivas) que incluem a auto-adaptação como principal característica, será usado como um algoritmo de otimização associado a um programa de simulação térmica. Casos simulados para a condição de regime permanente e transiente serão estudados usando o Inconel 600 e o Nióbio como materiais de parede. Os resultados obtidos mostram que a técnica do problema inverso apresenta-se como uma boa ferramenta para a solução do problema proposto. Além disso, possibilita o estudo das temperaturas da parede em várias condições de transientes térmicos para simular em que condições a temperatura limite da parede é alcançada, contribuindo para a segurança nos projetos de propulsores.

O propósito desta tese é estudar problemas de otimização de trajetórias espaciais em campo gravitacional não central devido ao efeito do achatamento da Terra (segundo harmônico zonal). Para tanto, inicialmente este trabalho apresenta alguns fundamentos e resultados matemáticos da Teoria de Controle Ótimo. Estes conceitos são então utilizados no desenvolvimento matemático e formulação do método numérico indireto conhecido como método da variação segunda. Em seguida, o problema de otimização de trajetórias espaciais é formulado em elementos Cartesianos - vetores posição e velocidade - e modificado para elementos orbitais através de uma transformação canônica. Uma versão do método Hori de teoria de perturbações particularizado para sistemas canônicos generalizados é então aplicado a esta nova forma do problema de otimização, resultando em uma função Hamiltoniana média, que caracteriza manobras de longa duração. Em seguida, utiliza-se o algoritmo do método da variação segunda para resolver alguns casos deste problema, considerando o clássico modelo propulsivos de sistemas com velocidade de ejeção modulável e potência limitada (PL). Por fim, os termos de caráter periódico do problema são adicionados a esta solução média, a partir de conceitos adicionais do método de Hori. Uma correção das condições iniciais faz-se necessária nesta etapa e é obtida a partir de um procedimento baseado no método de Newton-Raphson. Os resultados obtidos com esta formulação são comparados com aqueles fornecidos pelo mesmo método para o problema não perturbado (campo gravitacional central). Conclui-se que a influência do segundo harmônico zonal é, de fato, relevante.

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.

Methods that might be considered for in-flight thrust determination (IFTD) and uncertainty analysis for turbofan engines are presented. From four IFTD methods presented here, three are standard in the aircraft industry and are documented in SAE AIR 1703, and the Residual Error Method; the fourth method is the author's alternative proposal. The document includes also full uncertainty analysis assessment as per SAE AIR 1678 . This document is intended also to provide appropriate background information to gain a perspective of the major aspects and processes that might be used for the determination of in-flight thrust and its uncertainty. An application to a specific program is presented, which is a case study that illustrates the practices and results for determination of in-flight thrust for a modern turbofan engine.

Este trabalho trata do estudo das tranferências espaciais ótimas (consumo mínimo de combustível) entre órbitas elípticas quaisquer realizadas através de sistemas propulsivos de baixo empuxo e potência limitada, e livremente orientável em um campo de força central Newtoniano. As tranferências entre órbitas elípticas próximas (correção de órbitas), as transferências entre órbitas coplanares coaxiais diretas, tranferências entre órbitas coplanares não coaxiais diretas e transferências entre não-coplanares coaxiais diretas são estudadas em detalhes.