O Programa Espacial Brasileiro conta com diversos projetos de Foguetes de Sondagem e com o projeto do Veículo Lançador de Satélite, VLS-1. O VLS-1 possui diversas redes elétricas, entre elas a Sub-rede Elétrica de Segurança, responsável pela terminação de vôo em caso de falha crítica. Neste trabalho é apresentado um procedimento para a quantificação da confiabilidade com alternativas para uso de dados de falha dificilmente encontrados na prática. É proposto, também, um procedimento geral para estimar a confiabilidade de um subsistema, a Sub-rede Elétrica de Segurança. O procedimento inova ao usar o diagrama de blocos funcional e a seqüência FTA-FMEA. Por sua generalidade o procedimento pode ser estendido aos demais subsistemas, e ao sistema. São apresentadas considerações a respeito do Sistema de Terminação de Vôo descrito na norma STD 319-92 do Range Commanders Council, RCC. As conclusões e alguns desdobramentos do trabalho são apresentados ao final.

Este trabalho propõe-se, a partir de uma série histórica de lançamentos de foguetes obtida em escala mundial, apresentar uma proposta de classificação para as diversas famílias de veículos espaciais e para a infraestrutura aeroespacial. O objetivo principal é sistematizar tais famílias de lançadores dentro dos diversos projetos de um programa aeroespacial visando, em cada categoria gerada, caracterizar um veículo lançador de projeto, a fim de viabilizar a implantação ou expansão da infraestrutura aeroespacial de um dado país. A classificação proposta foi obtida com a utilização de técnicas de Análise Multivariada, mais especificamente com a aplicação do método Hierárquico Aglomerativo. O método escolhido mostrou-se eficiente para a geração dos agrupamentos homogêneos e possibilitou a classificação dos foguetes em cinco categorias. Cada categoria foi caracterizada por faixas de variação dos parâmetros escolhidos, o que viabilizou a proposta de classificação dos centros de lançamentos, que também se deu em cinco categorias. A classificação proposta possibilita, também, a comparação entre os diversos programas espaciais, uma vez que as categorias estabelecidas são também hierarquizadas a partir do peso bruto de decolagem do foguete, sendo, portanto, um instrumento de apoio à tomada de decisão quanto à implantação ou à expansão da infraestrutura aeroespacial, na medida em que se conseguiu estabelecer um critério para a definição de um foguete de projeto.

O veículo hipersônico aeroespacial 14-X B, desenvolvido pelo Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu do Instituto de Estudos Avançados (IEAv), é um demonstrador tecnológico da propulsão hipersônica aspirada que faz parte do esforço do Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA) para promover a exploração espacial. O veículo 14-X B incorpora como sistema de propulsão um motor de combustão supersônica aspirada (scramjet) e a tecnologia waverider para a aerodinâmica e controle do veículo. Neste trabalho de mestrado foram determinadas as propriedades termodinâmicas e o número de Mach do escoamento ao longo das superfícies internas do motor scramjet, no extradorso e na carenagem do veículo, para condições de ângulos de ataque positivos e negativos, considerando as operações de power-on e power-off do motor. Os cálculos foram feitos via três abordagens teórico-analíticas, considerando diferentes modelos termodinâmicos do ar e os efeitos viscosos do escoamento. As condições de operação estudadas foram avaliadas através dos parâmetros de desempenho da seção de compressão do motor, os valores de arrasto das superfícies do veículo e o empuxo instalado do motor. Com a variação do ângulo de ataque, a estrutura das ondas de choque sobre a seção de compressão foi alterada mostrando derramamento do escoamento de ar para ângulos de -2.5, 2.5 e 5.5. Para o modelo de gás em equilíbrio e para o modelo considerando os efeitos viscosos, a condição de ângulo de ataque 2.5 mostrou condição de choque on-corner da onda de choque refletida na carenagem. Na operação de power-on do motor, o processo de adição de calor, usando a teoria de Rayleigh adaptada para considerar ar em equilíbrio termodinâmico, apresentou menores pressões e temperaturas do escoamento do que as calculadas pelo método de temperatura total para gás termicamente perfeito. O arrasto das superfícies do veículo foi maior para condições de ângulo de ataque positivo e o empuxo instalado do motor foi maior para operação de ângulo de ataque nulo (ponto de projeto) em todas as abordagens.

O objetivo deste trabalho é conduzir um estudo experimental em regime transônico para verificar a influência aerodinâmica da variação do ângulo de "boat-tail" de um veículo lançador de satélite com geometria do tipo "Hammer-Head", ou em português "Cabeça de Martelo". Este tipo de veículo lançador recebe este nome por possuir um diâmetro maior na região da parte frontal, cuja finalidade é transportar uma carga útil maior que o diâmetro do corpo do veículo, como no caso do Veículo Lançador de Satélites brasileiro (VLS-1). A região estudada é a parte frontal do veículo, que é caracterizada por quatro partes distintas: uma ponta arredondada seguida por um tronco de cone, um compartimento de diâmetro constante na qual é alojada a carga útil, um setor com ângulo de decaimento denominado "boat-tail", e uma parte do corpo do foguete. Estudos computacionais em um software semi-empírico e experimentais no Túnel Transônico Piloto (TTP) do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) foram realizados para determinar os coeficientes de arrasto e distribuição de pressão sobre o modelo variando-se o ângulo de "boat-tail". Para este fim, utilizou-se uma balança de esforços para medir o arrasto e a técnica de Tinta Sensível à Pressão, do inglês Pressure Sensitive Paint (PSP), para a obtenção de medidas globais de pressão sobre a superfície do modelo. Também foi utilizada a técnica Schlieren de visualização de escoamentos para obtenção de informações detalhadas sobre o padrão de formação das ondas de choque sobre o modelo. O estudo realizado permitiu verificar que a variação do ângulo de decaimento apresentou um maior arrasto para os ângulos maiores e que o ângulo original do "boat-tail" do VLS-1 de 8, possui o menor coeficiente de arrasto em relação às demais configurações testadas.

Made available in DSpace on 2014-08-16T02:01:15Z (GMT). No. of bitstreams: 1 000460260-Texto+Completo-0.pdf: 4336940 bytes, checksum: dca359fe8c5ae44e193444e9c8fcfd08 (MD5) Previous issue date: 2014 / Missions to Mars and return astronauts to the Moon may be true in the near future, which will expose them upon hypogravity environments. Some techniques are applied to simulate gravitational force reduced to prepare the crew to better adapt to those environments. This study aimed to develop a prototype of a lower body positive pressure (LBPP), as an alternative to the simulations currently used. This device is able to unload a volunteer on a physical exercise device, creating a hypogravity environment, simulating the human gait, for studies in space physiology. For development of the LBPP was necessary planning since its conception until the final prototype with functionality testing. A control system has been implemented for closed-loop pressure control. Equipment were identified and adapted such as blower, frequency inverter to control the blower, sensors (pressure, temperature and humidity), load cells to measure apparent weight of volunteer, microcontroller, treadmill for gait simulation and Neoprene short for connection of volunteer to a Neoprene membrane. Equipment and instrumentation were also developed to integrate and facilitate the system. Was developed the main chamber of a flexible PVC material, a metallic structure for height adjustment. Also was developed the instrumentation of load cells, as well as instrumentations of the sensors to adapt and read by the microcontroller. Furthermore it was necessary to develop software for data acquisition, the instrumentation of the blower and the frequency inverter to digital control by the microcontroller and an emergency circuit to ensure safety operation of the equipment. Experimental results shown that the LBPP is able to reduce the apparent weight of a load with similar weight values on Mars and the Moon, reaching the goal, where it was possible to verify that the pressure ratio and apparent weight is inversely proportional, which confirmed the theory. / Missões tripuladas para Marte e o retorno a Lua poderão concretizar-se em um futuro próximo, onde irão expor os astronautas a ambientes de hipogravidade. Técnicas de redução da força gravitacional são aplicadas como medidas para preparação da tripulação a uma melhor adaptação a tais ambientes. O presente trabalho objetivou desenvolver um protótipo funcional de uma câmara de pressão positiva (CPP), sendo uma alternativa às simulações utilizadas atualmente. Tal dispositivo é capaz de diminuir o peso aparente do voluntário sobre um sistema de exercícios físicos, gerando um ambiente de hipogravidade para estudos em fisiologia espacial. Para o desenvolvimento da CPP foi necessário um planejamento desde sua idealização até o protótipo final com testes de funcionalidade. Primeiramente foi idealizado um sistema de controle em malha-fechada para o controle da pressão. Para isso foram identificados e adaptados diversos equipamentos como soprador, inversor de frequência para o controle do soprador, sensores de pressão, temperatura e umidade, células de carga para mensurar o peso aparente do voluntário, microcontrolador, esteira ergométrica para simulação da marcha em hipogravidade e um short para conectar o voluntário à membrana de Neoprene. Equipamentos e instrumentação também foram desenvolvidos para integrar e viabilizar o sistema. Foi desenvolvida uma câmara composta de material flexível de PVC, uma estrutura metálica para ajuste de altura e também instrumentação das células de carga e dos sensor de pressão, temperatura e umidade para adaptação e leitura pelo microcontrolador. Além disso foi necessária o desenvolvimento de um software para aquisição de dados a instrumentação do soprador e do inversor de frequência para o controle digital do microcontrolador e um circuito de emergência para garantir a segurança do voluntário. Resultados experimentais mostram que a CPP é capaz de diminuir o peso aparente de uma carga com valores semelhantes ao peso em Marte e Lua, atingindo seu objetivo, onde foi possível verificar que a relação de pressão e peso aparente é inversamente proporcional, confirmando a teoria.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Albânia Cézar de Melo (albania@bce.unb.br) on 2013-11-18T13:03:33Z No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2013-11-18T13:22:06Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / Made available in DSpace on 2013-11-18T13:22:06Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / O surgimento de novas demandas, decorrentes da modernização dos setores tecnológicos e do desenvolvimento aeroespacial no mundo, proporcionou a divisão dos foguetes em diversas classes, de acordo com sua aplicabilidade. Para os grandes foguetes e até mesmo os pequenos lançadores, satélites ou módulos espaciais, a necessidade de precisão de lançamento e a segurança dos sistemas têm sido os grandes desafios a serem vencidos. Para motores de baixo empuxo e alto impulso específico, a principal característica necessária é a capacidade de regular o empuxo em uma ampla gama de valores. Visando atender a este requisito o presente trabalho tem como objetivos gerais descrever um novo sistema propulsivo e apresentar os aspectos metodológicos necessários ao seu dimensionamento para uma dada missão espacial. Este sistema propulsivo tem como base o emprego de monopropelente pastoso. A missão pré-determinada necessita de: motor de 400 N de empuxo com a possibilidade de cinco ignições, empuxo do motor até 10 (dez) vezes o empuxo da câmara de combustão, 7,5 minutos de trabalho de queima e 50 minutos de operação do sistema propulsivo no ambiente espacial. O motor se mostrou qualificado para esta missão, além de poder ser utilizado em diversas outras missões sem necessitar de grandes modificações na sua configuração básica. Seus componentes são de fácil fabricação e têm a possibilidade de serem feitos no parque industrial brasileiro. As características do propelente mostraram-se muito vantajosas com relação os propelentes sólidos e líquidos, podendo ser facilmente utilizado como substituto dos mesmos em estágios superiores. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The rise of new demands resulting from the modernization of technological sectors and aerospace development in the world provided the division of rockets into several classes according to their applicability. For large rockets and even small launchers, satellites or space modules, the need for launch accuracy and safety systems have been the major challenges to be overcome. For low thrust and high specific impulse engines, the main feature required is the capacity to regulate thrust in a wide range of values. In order to satisfy this requirement, this work aims to describe a new propulsion system and present the methodological aspects necessary for their design for a particular space mission. This propulsion system is based on the use of paste-like monopropellant. The predetermined mission requires: 400 N engine thrust with the possibility of five ignitions, engine thrust up to ten (10) times the thrust of the combustion chamber, 7.5 minutes of burn time and 50 minutes of operation the propulsive system in space environment. The engine proved to be skilled for this mission, and can be used in several other missions without require extensive changes in its basic configuration. Components are easy to manufacture and have the possibility of being made in the Brazilian industry. The characteristics of the propellant showed great advantageous regarding solid and liquid propellants, thus being able to be easily used as a substitute of this proppelants in upper stages.

Como o erro é inerente ao próprio processo de medida, e portanto nunca será completamente eliminado, deve-se buscar minimizá-lo, reduzindo ao máximo as fontes de erros grosseiros e sistemáticos. Devido à dificuldade de identificar com segurança as fontes desses erros e tendo o indício que, em grande parte, ocorrem devido às variações geométricas e às características construtivas dos modelos ensaiados, é apresentada, como proposta de ferramenta de auxílio à detecção desses erros, a construção de um modelo padrão aeronáutico. Devido às semelhanças geométricas com os modelos das aeronaves atualmente ensaiados no Túnel Aerodinâmico número dois (TA-2) do IAE, foi escolhido como modelo-padrão o M5 da série M do Office National DÉtudes et de Recherches Aérospatiales (ONERA) para ensaios de proficiência intra e interlaboratorial do TA-2 nesse tipo de ensaio. O contexto que possibilitou a recomendação da proposta está descrito na primeira parte do presente trabalho, que trata do controle e melhoria da infraestrutura. Quanto à infraestrutura, propõe-se a melhoria das instalações e o conhecimento e controle sobre o escoamento do túnel. Sobre controle na execução dos ensaios intralaboratoriais são obedecidos os quesitos da NBR 17025 e da NBR 15100. Esses ensaios intralaboratoriais fornecem a reprodutividade dos ensaios de curto termo, isto é, ensaios executados numa mesma campanha ou próximos que forneceram resultados comparáveis aos de grandes complexos de túneis do primeiro mundo, porém a reprodutividade de longo termo, quando observadas condições diferentes de equipamentos, montagem, entre outros, nota-se uma característica de erros sistemáticos. / As the error is inherent to the proper process of measure, and therefore never completely it will be eliminated, it must be searched to minimize it, reducing to the maximum the sources of gross errors and systematic. Due to difficulty to identify with security the sources of these errors and having the indication that, to a large extent, occurs due to the geometric variations and the constructive characteristics of the assayed models, it is presented, as proposal of tool of aid to the detention of these errors, the construction of a model aeronautical standard. Had to the geometric similarities with the models of the aircraft currently assayed in the Wind tunnel number two (TA-2) of the IAE, the M5 of M serie of the Office National DÉtudes et de Recherches Aérospatiales (ONERA) it was chosen as model-standard for proficiency assays intra and interlaboratorial of the TA-2 in this type of assay. The context that made possible the recommendation of the proposal is described in the first part of the present work, that deals with the control and improvement of the infrastructure. About to the infrastructure, it is considered improvement of the installations and the knowledge and control on the draining of the tunnel. On control in the execution of the intralaboratoriais assays the questions of NBR 17025 and NBR 15100 are obeyed. These intralaboratoriais assays supply the reprodutividade of the assays of short term, that is, assays executed in one same campaign or next that they had supplied resulted comparable to the ones of great complexes of tunnels of the first world, however the reprodutividade of long term, when observed different conditions of equipment, assembly, among others, a characteristic of bias quality controls is noticed.

Made available in DSpace on 2015-04-14T13:56:31Z (GMT). No. of bitstreams: 1 460260.pdf: 4336940 bytes, checksum: dca359fe8c5ae44e193444e9c8fcfd08 (MD5) Previous issue date: 2014-04-30 / Missions to Mars and return astronauts to the Moon may be true in the near future, which will expose them upon hypogravity environments. Some techniques are applied to simulate gravitational force reduced to prepare the crew to better adapt to those environments. This study aimed to develop a prototype of a lower body positive pressure (LBPP), as an alternative to the simulations currently used. This device is able to unload a volunteer on a physical exercise device, creating a hypogravity environment, simulating the human gait, for studies in space physiology. For development of the LBPP was necessary planning since its conception until the final prototype with functionality testing. A control system has been implemented for closed-loop pressure control. Equipment were identified and adapted such as blower, frequency inverter to control the blower, sensors (pressure, temperature and humidity), load cells to measure apparent weight of volunteer, microcontroller, treadmill for gait simulation and Neoprene short for connection of volunteer to a Neoprene membrane. Equipment and instrumentation were also developed to integrate and facilitate the system. Was developed the main chamber of a flexible PVC material, a metallic structure for height adjustment. Also was developed the instrumentation of load cells, as well as instrumentations of the sensors to adapt and read by the microcontroller. Furthermore it was necessary to develop software for data acquisition, the instrumentation of the blower and the frequency inverter to digital control by the microcontroller and an emergency circuit to ensure safety operation of the equipment. Experimental results shown that the LBPP is able to reduce the apparent weight of a load with similar weight values on Mars and the Moon, reaching the goal, where it was possible to verify that the pressure ratio and apparent weight is inversely proportional, which confirmed the theory. / Miss?es tripuladas para Marte e o retorno a Lua poder?o concretizar-se em um futuro pr?ximo, onde ir?o expor os astronautas a ambientes de hipogravidade. T?cnicas de redu??o da for?a gravitacional s?o aplicadas como medidas para prepara??o da tripula??o a uma melhor adapta??o a tais ambientes. O presente trabalho objetivou desenvolver um prot?tipo funcional de uma c?mara de press?o positiva (CPP), sendo uma alternativa ?s simula??es utilizadas atualmente. Tal dispositivo ? capaz de diminuir o peso aparente do volunt?rio sobre um sistema de exerc?cios f?sicos, gerando um ambiente de hipogravidade para estudos em fisiologia espacial. Para o desenvolvimento da CPP foi necess?rio um planejamento desde sua idealiza??o at? o prot?tipo final com testes de funcionalidade. Primeiramente foi idealizado um sistema de controle em malha-fechada para o controle da press?o. Para isso foram identificados e adaptados diversos equipamentos como soprador, inversor de frequ?ncia para o controle do soprador, sensores de press?o, temperatura e umidade, c?lulas de carga para mensurar o peso aparente do volunt?rio, microcontrolador, esteira ergom?trica para simula??o da marcha em hipogravidade e um short para conectar o volunt?rio ? membrana de Neoprene. Equipamentos e instrumenta??o tamb?m foram desenvolvidos para integrar e viabilizar o sistema. Foi desenvolvida uma c?mara composta de material flex?vel de PVC, uma estrutura met?lica para ajuste de altura e tamb?m instrumenta??o das c?lulas de carga e dos sensor de press?o, temperatura e umidade para adapta??o e leitura pelo microcontrolador. Al?m disso foi necess?ria o desenvolvimento de um software para aquisi??o de dados a instrumenta??o do soprador e do inversor de frequ?ncia para o controle digital do microcontrolador e um circuito de emerg?ncia para garantir a seguran?a do volunt?rio. Resultados experimentais mostram que a CPP ? capaz de diminuir o peso aparente de uma carga com valores semelhantes ao peso em Marte e Lua, atingindo seu objetivo, onde foi poss?vel verificar que a rela??o de press?o e peso aparente ? inversamente proporcional, confirmando a teoria.

Esta tese apresenta o desenvolvimento de métodos numéricos diretos e indiretos para otimização de trajetórias e determinação de controle ótimo baseados na teoria da variação segunda. São desenvolvidos os métodos do gradiente combinado e da variação segunda, também conhecido como método dos extremais vizinhos. O primeiro é um método direto, resultante da utilização do método do gradiente - descida mais rápida - e do método do gradiente em segunda ordem. O segundo é um método indireto que resolve o problema de valor de contorno em dois pontos associado ao problema de controle ótimo. Visando mostrar a eficiência e aplicabilidade dos métodos, são resolvidos, primeiramente, problemas clássicos em teoria do controle ótimo como: problema de Zermelo e problema da brachistócrona. Em seguida, os métodos são aplicados a problemas de trajetórias espaciais envolvendo transferências entre órbitas circulares e de pequenas excentricidades. São analisadas diversas variações de raios e diferentes tempos finais. Os resultados também são comparados com os obtidos por uma teoria linear.

O circuito de segurança e atuação, utilizado tanto em foguetes de sondagem como em lançadores de satélite, é um dispositivo eletrônico responsável pelo acionamento dos elementos pirotécnicos de bordo desde o pré-lançamento até a fase de vôo. Tais circuitos consistem, atualmente, de um temporizador e de relés mecânicos que apresentam, como principal vantagem, a baixa resistência elétrica dos contatos, e como principal desvantagem, problemas mecânicos inerentes às vibrações presentes no lançamento e durante o vôo. Uma análise das principais alternativas mostra existirem duas configurações com características que apresentam viabilidade de virem a substituí-la: uma delas usa um temporizador e transistores bipolares de porta isolada, IGBTs, enquanto a outra usa microcontrolador e IGBTs. Uma vez que o uso de apenas uma das ferramentas de análise provou-se ineficaz, foram utilizados, em conjunto, a Estimativa da Taxa de Falhas (FRD), a Análise dos Modos de Falha e seus Efeitos (FMEA) e a Análise pelo Diagrama de Blocos da Confiabilidade (RBD). Foi proposta uma forma de interpretar como solicitação reduzida (derating) em temperatura, uma solicitação reduzida (derating) em freqüência a que está submetido o microcontrolador. Comparados os desempenhos de confiabilidade dos três circuitos, a solução envolvendo temporizador e IGBTs mostrou-se a mais promissora.