Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Elétrica, 2008. / Submitted by Natália Cristina Ramos dos Santos (nataliaguilera3@hotmail.com) on 2009-09-18T20:48:28Z No. of bitstreams: 1 2008_EnerDinizBeckmann.pdf: 3093168 bytes, checksum: ac81efaff0b0e11652bade1346c91344 (MD5) / Approved for entry into archive by Gomes Neide(nagomes2005@gmail.com) on 2010-01-07T20:28:22Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2008_EnerDinizBeckmann.pdf: 3093168 bytes, checksum: ac81efaff0b0e11652bade1346c91344 (MD5) / Made available in DSpace on 2010-01-07T20:28:22Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2008_EnerDinizBeckmann.pdf: 3093168 bytes, checksum: ac81efaff0b0e11652bade1346c91344 (MD5) Previous issue date: 2008-12 / O projeto no qual este trabalho está inserido objetiva o desenvolvimento de uma plataforma capaz de se manter estável voando a baixas e médias velocidades, sendo de fácil operação visando a inspeção de linhas de transmissão de energia utilizando câmeras embarcadas no robô. Este documento apresenta a instrumentação de um robô aéreo baseado em um helimodelo Raptor90SE, bem como o desenvolvimento de uma estratégia de controle de vôo pairado para o veículo avaliada em simulação. A instrumentação inclui a integração dos diversos sensores e componentes de acionamento com os dispositivos de processamento em níveis de hardware e software, bem como a infra estrutura para o funcionamento embarcado do sistema como um todo. Para o projeto dos controladores de vôo pairado, é proposto um modelo matemático não-linear paramétrico que descreve o comportamento dinâmico do robô em diversos modos de vôo não acrobáticos. A estratégia de controle proposta é do tipo PID com algumas alterações para compensar as não linearidades. O controlador possui três níveis em cascata com desacoplamento dos modos. A validação do modelo e do controlador propostos em simulação apresentou bons resultados. __________________________________________________________________________________________ ABSTRACT / This thesis is part of a project on the development of an aerial robot capable of keeping stable flight at low and medium speeds and easy operation for inspection of power transmission lines. This document presents the instrumentation of the aerial robot based on a model helicopter Raptor90SE, as well as the development of its hovering flight control strategy evaluated in simulation. The instrumentation includes hardware and software integration of various sensors and drive components with processing devices, as well as the infrastructure for embedded operation of the whole system. In the design of hovering flight controllers, it is proposed a parametric nonlinear mathematical model that describes the dynamic behavior of the robot in different modes of non acrobatic flight. The proposed control strategy employs PID strategy with some improvements to account for nonlinearities. The controller presents a three level cascaded structure with mode decoupling. The evaluation of the proposed model and the controller presented satisfactory results in a simulated environment.

Esta tese tem por objetivo propor um novo modelo de desenvolvimento de satélites, chamado de D4AIT (Design for Assembly, Integration and Testing - Projeto para Montagem, Integração e Testes). Esse modelo inclui os requisitos elétricos, mecânicos e ambientais de montagem, integração e testes, em nível de sistema, já na fase de concepção sistêmica do projeto do satélite. As atividades de montagem, integração e testes (AIT) de um satélite são uma seqüência lógica e inter-relacionada de eventos. O principal objetivo dessas atividades é alcançar o grau especificado de confiança de que o satélite está em conformidade com os parâmetros de desempenho especificados. O planejamento e a conseqüente execução dessas atividades sofrem grande impacto das atividades e decisões durante a fase de projeto do satélite. No entanto, mesmo projetos de satélites que se utilizam de engenharia simultânea de alguma forma, não levam em conta os requisitos de AIT nas fases de concepção e detalhamento do projeto do satélite. Como o custo e o tempo incorridos nas atividades de AIT correspondem à cerca de 35% e 23%, respectivamente, do total de um projeto espacial, a antecipação dos requisitos de AIT proporcionam ganhos potencialmente significativos de produtividade e qualidade do produto. Esta tese propõe o modelo D4AIT, desenvolve um método para aplicação desse modelo, aplica o método a um produto espacial real já desenvolvido e que utilizou uma abordagem de desenvolvimento tradicional, analisa potenciais ganhos caso o D4AIT fosse aplicado àquele projeto. O modelo proposto é resultado da caracterização e identificação de necessidades dos processos tradicionais de desenvolvimento de produtos espaciais. As conclusões são de que é possível fazer mudanças no processo tradicional de desenvolvimento de produtos e de que há fortes indicações de que essas mudanças proporcionariam ganhos em produtividade e qualidade no desenvolvimento de satélites. A tese propõe uma forma de implementar essas mudanças.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Guimaraes Jacqueline (jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2015-10-20T11:14:10Z No. of bitstreams: 1 2013_PedroLuizKaledDaCas.pdf: 3773465 bytes, checksum: 8c9187aae8c8220ec6024c3ff15d8230 (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2015-10-20T11:18:54Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_PedroLuizKaledDaCas.pdf: 3773465 bytes, checksum: 8c9187aae8c8220ec6024c3ff15d8230 (MD5) / Made available in DSpace on 2015-10-20T11:18:54Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_PedroLuizKaledDaCas.pdf: 3773465 bytes, checksum: 8c9187aae8c8220ec6024c3ff15d8230 (MD5) / The First chapter of this work provides a preliminary overview of the proposed activities outlining the motivations, objectives and proposed methodology to achieve the settled goals. The second chapter of this work analyses the markets for a microsatellite launcher and estimates the possible market share attainable by a Brazilian launcher in the category proposed. The third chapter presents the optimization technique employed and the various technological alternatives considered comparing then both qualitative and quantitative. The MDO algorithm is presented and detailed in this chapter. The forth chapter of this work proposes 7 optimization cases contemplating the most engineering and economically wise design alternatives. In the same chapter the 7 optimized designs are compared and a resulting solution is obtained. The resulting solution is then optimized again addressing design problem encountered during the optimization of the earlier 7 cases. The fifth chapter proposes a conclusion for the work and outlines future initiatives for continued work on the design of the microsatellite launcher.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Instituto de Ciências Exatas Departamento de Ciência da Computação, 2012. / Submitted by Jaqueline Ferreira de Souza (jaquefs.braz@gmail.com) on 2012-06-25T12:46:32Z No. of bitstreams: 1 2012_LeonardoLuizBarbosaVieiraCruciol.pdf: 2964476 bytes, checksum: 25da7f711f3ebfafc53af32502047d12 (MD5) / Approved for entry into archive by Jaqueline Ferreira de Souza(jaquefs.braz@gmail.com) on 2012-06-25T12:46:45Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2012_LeonardoLuizBarbosaVieiraCruciol.pdf: 2964476 bytes, checksum: 25da7f711f3ebfafc53af32502047d12 (MD5) / Made available in DSpace on 2012-06-25T12:46:45Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2012_LeonardoLuizBarbosaVieiraCruciol.pdf: 2964476 bytes, checksum: 25da7f711f3ebfafc53af32502047d12 (MD5) / No domínio de gerenciamento de trafego aéreo existe o problema de espera no ar, o qual acontece quando aeronaves precisam sofrer medidas restritivas enquanto estão em vôo. Pode ocorrer devido ao fechamento do aeroporto, reorganização do fluxo de tráfego ou setores do espaço aéreo congestionados. Logo, as aeronaves em rota precisam descer com o maior nível de segurança possível e, se possível, acarretando os menores impactos no ambiente. Essas atividades são realizadas por controladores de vôo, os quais são responsáveis por verificar o cenário aéreo, analisar possíveis situações de risco, verificar o impacto e aplicar as melhores medidas restritivas. Porém, por melhor que seja o especialista, atuar em um ambiente de tempo real, o que significa detectar, analisar e agir dentro de um intervalo de tempo extremamente reduzido, sem meios que possam efetivamente auxiliar o controlador de vôo no processo de tomada de decisão é um fator a mais de risco para o domínio. Esta pesquisa realizou a modelagem do problema de espera no ar, propôs uma solução e aplicou em dois estudos de casos, utilizando o espaço aéreo do Brasil. O primeiro na FIR-Brasília e FIR-Curitiba e o segundo na FIR-Brasília e FIR-Recife. O modelo, denominado como Air Holding Problem Module, utiliza Sistemas Multiagentes e Aprendizagem por Reforço, na qual foi utilizado o algoritmo Q-Learning para o processo de aprendizado. O sistema pode sugerir ações mais precisas e realistas, baseadas no passado e no conhecimento dos especialistas, prevê o impacto das medidas restritivas sob o cenário local e/ou global e, assim, aumentar o nível de segurança do cenário aéreo, pois ao agir os controladores de vôo já possuem uma previsão dos seus impactos. Os resultados alcançados se mostraram acima dos esperados inicialmente e obtiveram melhores resultados conforme os cenários se tornavam mais críticos. Avaliando os estudos de caso, o primeiro experimento alcançou entre 8% e 47% de melhoria nos cenários locais e entre 0% e 49% de melhoria no cenário global, ou seja, o pior resultado foi igual a abordagem tradicional; no segundo, foi alcançado entre 15% e 57% de melhoria nos cenários locais e entre 41% e 48% de melhoria no cenário global. Além da melhoria no processo de análise, previsão de impactos e sugestões de medidas restritivas, foi possível modelar uma solução computacional para apoiar, de forma efetiva, a tomada de decisão do controlador de vôo. _________________________________________________________________________________ ABSTRACT / In the air traffic management domain there is the air holding problem, which happens when restrictive measures have to be taken while in the flight. This problem may occur due to airport closure, traffic flow reorganization or congested airspace sectors. In this case, aircrafts in flight must land with the highest level of safety possible and, if possible, resulting in the lowest impacts in environment. These activities are performed by flight controllers, which are responsible to confirm airspace scenario and analyze possible risk situations. Therefore, even with a great specialist, take decision in a real time environment which means detect, analyze and act in a time interval extremely short, without any means to support effectively the flight controller in the decision making process is one more factor of risk for the domain. This research accomplished the modeling of air holding problem, offered a solution and applied it in two study cases in Brazil airspace. The first one in FIR-Brasilia and FIR-Curitiba and second one in FIR-Brasilia and FIR-Recife. The model defined as Air Holding Problem Module, uses Multiagent System and Reinforcement Learning with the Q-Learning algorithm for the learning process. The system can suggest more accurate and realistic actions, based on the past and knowledge of the specialists, predict the impact of restrictive measures under the local and global scenario, and then, increase the safety level in the airspace scenario. The results achieved were better as scenarios became more critical. Evaluating the study cases, the first one reached between 8% to 47% of improvement of the level of the local air traffic scenario and between 0% to 49% of improvement in the global scenario. The second one achieved between 15% and 57% improvement in local scenarios and between 41% and 48% improvement in global scenario. Besides the improvement of the analysis process, prediction of impacts and suggestions of restrictive measures, it was possible to create a computational solution to support, in an effective way, the process of decision making of the flight controller.

Venezianas térmicas constituídas por palhetas móveis ou máscaras rotativas sobre uma base irradiadora, são dispositivos de grande eficiência para o controle térmico de satélites artificiais. Este trabalho apresenta uma análise detalhada das características térmicas de uma veneziana térmica. O comportamento térmico da veneziana, definido em termos de sua emitância equivalente, é calculado para diferentes valores do ângulo de abertura das palhetas. Resultados experimentais obtidos com o ensaio do protótipo de uma veneziana térmica para uso espacial, apresentaram boa concordância com as previsões teóricas.

Este trabalho tem por objetivo fornecer subsidios a possiveis usuarios que se deparem com a tarefa de selecionar sistemas de resina epoxi a serem utilizados como matrizes de compositos de uso aeroespacial. O trabalho foi realizado em duas partes. Na primeira, caracterizaram-se as resinas epoxi de base comercialmente encontradas no Brasil e no exterior, determinando-se os equivalentes epoxi por dosagem quimica e analisando-as por cromatografia liquida de alta eficiencia (HPLC). Determinaram-se tambem, para os sistemas de resina epoxi alguns parametros relevantes ao processamento de compositos como a viscosidade, o tempo de manuseio, a temperatura de transicao vitrea e o ciclo de cura. Abordou-se, ainda, o efeito do ambiente espacial nestes sistemas com enfase para os testes de termo-vacuo. Na segunda parte estudou-se a importancia do processo de fabricacao para a escolha dosistema de resina, testando-se laminados em fibra de vidro com matriz epoxi pelo processo de bobinagem, laminados vidro / epoxi e carbono / epoxi pelos processos RTM e laminacao. Analisando-se os resultados obtidos estabeleceu-se uma metodologia visando orientar a selecao de sistemas de resina epoxi empregados como matrizes de compositos avancados.

O objetivo deste trabalho é propor um processo baseado na Engenharia de Sistemas que possa ser aplicado à concepção de veículos lançadores de pequeno porte. A motivação para este trabalho deriva da real necessidade de se ter um processo robusto quando se lida com o desenvolvimento de produtos complexos ou críticos no aspecto da segurança, como é o caso dos veículos lançadores. Para isso, foi realizada uma síntese das técnicas e práticas encontradas nas normas e manuais de Engenharia de Sistemas usados como referência num processo composto de sub-processos e atividades com escopo e precedências definidos. A essência da contribuição deste trabalho está na proposta de um processo de Engenharia de Sistemas e também na discussão da base conceitual e dos exemplos de aplicação necessários para sua adequada compreensão e aplicação. Para o estudo de caso, este trabalho desenvolve considerações sobre o processo de concepção de veículos lançadores, incluindo tópicos sobre os principais fatores de desempenho desses sistemas, e, por fim, ilustra com materiais extraídos da bibliografia disponível exemplos de aplicação do processo proposto no projeto conceitual dos veículos lançadores. Com os resultados obtidos, discute-se sobre as contribuições específicas deste trabalho fazendo correlação com os processos de Engenharia de Sistemas usados como referência. Esta também será uma oportunidade para apresentar e discutir melhor os fundamentos e suposições que estão na base do processo de Engenharia de Sistemas proposto. Como conclusão, foi observado que o processo proposto possui as qualidades necessárias para servir de referência ao projeto conceitual de veículos lançadores bem como ao de projeto conceitual de produtos e serviços em geral.

O presente trabalho tem por foco o desenvolvimento e análise do controle térmico do primeiro micro satélite universitário brasileiro, ITASAT-1, de forma que atenda as necessidades impostas em nível de Preliminary Design Review - PDR (revisão de analíse preliminar) do projeto, para tanto foi analisado os casos críticos previstos para o satélite em seu vôo órbital. O presente satélite faz parte do programa ITASAT, que é uma ação conjunta do Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA), Instituto Nacional de Pesquisa Espacial (INPE) e a Agencia Espacial Brasileira (AEB). Para fazer frente a tal intento foi utilizado o pacote de softwares de análise térmica da C&RTECH que é constituído pelo THERMAL DESKTOP e pelo SINDA/FLUINT, baseado no software AutoCAD. Esse pacote é dedicado para análise de objetos que serão expostos às condições espaciais. O software foi alimentado com os dados da configuração mecânica do satélite, das condições órbitais tais como, a atitude e a altitude do satélite além das cargas térmicas externas e internas a que o satélite estará sujeito. Após gerar tais entradas foi realizado a analíse dos dados de forma a concluir a viabilidade do projeto. O modelo numérico é composto por um sistema de equações obtidas da Lei de Conservação de Energia. Uma malha constituída por aproximadamente 1455 nós foi desenvolvida. A distribuição de temperatura prevista para cada situação crítica foi obtida pela solução deste sistema sobre a malha desenvolvida.

Propelentes sólidos compósitos preparados com pré-polímero PBLH (Polibutadieno Líquido Hidroxilado), PA (Perclorato de Amônio) como oxidante e partículas de alumínio como aditivo metálico apresentam características de alta resistividade elétrica. A dificuldade de homogeneização dos componentes sólidos da composição propelente com a matriz polimérica pode resultar na formação de aglomerados, notadamente de partículas metálicas. O estudo experimental desses aglomerados no propelente sólido compósito demonstrou serem eles um dos fatores que explicam o fenômeno da formação de sítios eletricamente carregados no propelente. O descarregamento abrupto desse potencial elétrico pode gerar faíscas elétricas com energia suficiente para ocasionar a ignição sustentada de um motor foguete de propelente sólido.

As vantagens do motor foguete híbrido, tais como segurança, controle do empuxo, baixo custo de investimento e simplicidade de construção, são amplamente conhecidas. No entanto, ineficiências de combustão e principalmente baixas taxas de regressão ainda representam grandes desvantagens no seu emprego como sistema de propulsão aeroespacial. Desta forma, uma série de testes de escala laboratorial deve ser feita com o objetivo de investigar maneiras de aumentar o desempenho e, assim, o custo-benefício, de maneira a permitir o amplo uso desta tecnologia. O objetivo deste trabalho foi investigar o aumento da taxa de regressão do combustível sólido, e da eficiência de combustão, decorrente do método rotacional de injeção de oxidante, no caso o oxigênio gasoso (GOX). Esta pesquisa teve início com o desenvolvimento de um protótipo de motor foguete com tecnologia híbrida, levando em consideração a decomposição térmica do combustível sólido empregado, simulações termoquímicas e o projeto geométrico do motor. Em seguida, numa parceria com a indústria, foram realizados ensaios de ponto fixo com o propósito de avaliar os parâmetros balísticos do motor sob diversas condições de operação e diferentes tipos de injetores de GOX. Um número de oito ensaios foi realizado com cada um dos três injetores. Os resultados de empuxo, pressão e taxa de regressão foram analisados. Conforme esperado através da análise da literatura, a utilização de injeção rotacional foi responsável pela modificação do padrão de queima, pela melhora da eficiência de combustão e por um aumento significativo na taxa de regressão.