A coifa do Veículo Lançador de Satélites (VLS) é o objeto do estudo do sistema acusto-estrutural em questão. A partir da teoria da análise vibroacústica acoplada, deriva-se para o problema da coifa, onde técnicas determinísticas como Método dos Elementos Finitos (FEM) e Método dos Elementos de Contorno (BEM), de análise em baixa freqüência, e a técnica da Análise Estatística Energética (SEA), em altas freqüências, são aplicadas.Através do valor estimado do ruído acústico global de 160 dB, gerado durante a decolagem do VLS, o modelo vibroacústico é excitado e as respostas médias estrutural e acústica são determinadas, utilizando-se as técnicas de análise por acoplamento, descritas acima. As limitações de cada técnica de análise são descritas e um método alternativo de modelagem do sistema elasto-acústico é proposto, para atingir-se níveis aceitáveis de tempo de processamento, acuidade e memória alocada para o manuseio dos dados.Assim, as influências mútuas do sistema acústico no sistema estrutural e vice-versa são consideradas numa matriz dinâmica acoplada, a qual considera as equações de Helmholtz e de Kirchoff. Aborda-se também a real necessidade da aplicação da técnica de análise por acoplamento, através de uma análise de sensibilidade entre as respostas acústicas obtidas em análise acoplada e desacoplada.

Neste trabalho é analisado o movimento rotacional ou de atitude de um satélite artificial em órbita circular terrestre, o qual está sujeito a influência do torque devido ao gradiente gravitacional e possui quantidades de movimento angular devido à presença de três rotores internos. As velocidades angulares internas têm seus vetores coincidentes com os eixos principais de inércia do referido satélite. São determinadas as regiões de estabilidade para um satélite genérico, ou seja, com configurações variadas dos parâmetros inerciais, para casos contendo um, dois ou três rotores internos. Para o estudo da estabilidade destes casos, as quantidades de movimento angular são constantes. A determinação das regiões de estabilidade para um satélite contendo três rotores internos, é realizada com quantidades de movimento angular variáveis e posicionamento angular fixo. Os casos nos quais o satélite possui um rotor interno, alternado em seus três eixos principais, têm suas regiões de estabilidade determinadas de forma analítica e numérica, sendo que a forma numérica compõe um programa geral aplicável a todos os casos. O segundo tópico focalizado é a otimização da atitude, para a mudança de posicionamento angular do satélite, em relação ao sistema de coordenadas da órbita. Para determinação das trajetórias ótimas, são elaborados programas numéricos, os quais utilizam como sinais de controle os torques aplicados nos eixos dos rotores internos. São apresentados programas para problemas distintos: "energia" mínima, tempo mínimo e um problema de otimização com índice de desempenho misto entre "energia" e tempo mínimos. A solução de um problema com a minimização do tempo, incluindo limitações nos valores absolutos dos controles (bang-bang), é extremamente difícil. Logo, é apresentada uma alternativa para sua solução problema, utilizando um índice de desempenho para "energia" mínima de controle. Os programas são implementados com o auxílio do "software" MatLab 6.0, no qual é utilizado o comando bvp4c de seu bloco de otimização, para a solução de problemas de valor de contorno em dois pontos.

O propósito desta tese é estudar um método numérico indireto para a solução de problemas de otimização de trajetórias espaciais em campo gravitacional central Newtoniano. Neste método, a resolução do problema de valor de contorno em dois pontos é baseada no conceito de variação segunda, motivo pelo qual ele é denominado de método da variação segunda.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 da variação segunda, incluindo sua extensão para problemas com vínculos nas variáveis de controle e a descrição do algoritmo final. Este algoritmo é então aplicado a problemas de transferências espaciais ótimas entre órbitas circulares coplanares próximas, considerando dois modelos clássicos de sistemas propulsivos: sistemas a velocidade de ejeção constante (VEC) e empuxo limitado; e sistemas com velocidade de ejeção modulável e potência limitada (PL). De modo geral, os resultados obtidos para os problemas são muito bons. Para o sistema PL, há grande concordância deles com resultados analíticos, provenientes de uma teoria linear, e numéricos, obtidos através de outros métodos. Para o sistema VEC, os resultados estão em acordo com a teoria de transferências orbitais ótimas e verifica-se que as duas formulações utilizadas, linearizada e não-linearizada, fornecem resultados bastante próximos, para problemas de transferência entre órbitas próximas.

Neste trabalho, consideramos a comensurabilidade entre as freqüências do movimento médio do satélite artificial com o movimento de rotação da Terra, considerando-se o achatamento da Terra. A ressonância estudada é a 2:1 (satélite de 12 horas). O comportamento do sistema dinâmico completo é complexo, apresentando órbitas regulares e caóticas. Ao considerarmos o segundo harmônico zonal (J20) e o segundo harmônico tesseral (J22) no desenvolvimento do geopotencial, obtivemos três ângulos ressonantes críticos para analisar: j2201, j2211 e j2221. Através de simulações numéricas e do modelo analítico, verificamos que os dois primeiros apresentam movimentos de libração e circulação enquanto o terceiro apresenta somente circulação. Através de sucessivas transformações canônicas, simplificamos o problema. A Hamiltoniana assim obtida é linearizada, dando origem à Hamiltoniana do pêndulo simples, útil para calcular a semilargura da separatriz. Desta forma, obtemos uma previsão teórica aproximada das regiões de movimento regular e das de movimento caótico. Na região de movimento regular, estudamos o sistema dinâmico considerando-se cada ângulo crítico separadamente, o que é de fundamental importância para compreender seus efeitos de superposição e o surgimento do caos. Para finalizar, a caracterização qualitativa e quantitativa de efeitos não-lineares da dinâmica com dois graus de liberdade foi realizada com o emprego de seções de Poincaré e o cálculo do maior expoente de Lyapunov. De forma geral, concluímos que o caráter caótico torna-se maior à medida que aumentamos a inclinação e/ou a excentricidade.

O objetivo desta dissertação de mestrado é investigar as causas da elevação da temperatura do satélite SCD-1 (Satélite de Coleta de Dados) ao longo dos seus 13 anos em órbita. O SCD-1 é o primeiro satélite projetado e construído no Brasil, lançado com sucesso em 1993, e ainda em operação. O controle térmico foi realizado por meio passivo usando tintas, isolantes térmicos e materiais condutivos, apropriados para manter as temperaturas do satélite em níveis especificados. Um modelo matemático foi desenvolvido para simular o comportamento térmico do SCD-1 em órbita, sendo utilizado como ferramenta de trabalho durante a fase de projeto. As temperaturas em órbita, de trinta componentes do SCD-1, foram monitoradas e registradas no Centro de Controle e Rastreio (São José dos Campos - SP) desde o seu lançamento. Uma análise feita no início da missão mostrou que todas as temperaturas estavam nas faixas previstas pelo modelo e, ao longo destes 13 anos, a bateria, que é o equipamento mais sensível termicamente, apresentou um aumento de temperatura alcançando seu limite máximo aceitável. Desenvolveu-se uma metodologia para investigar as causas deste desvio. Uma rotina de otimização, acoplada ao modelo matemático, foi utilizada para corrigir um conjunto de parâmetros selecionados do modelo de forma a ajustar as temperaturas teóricas às de vôo. Por meio desta metodologia, analisaram-se os dados do SCD-1 no período compreendido entre 1995 e 2005 e conclui-se que a elevação da temperatura foi causada principalmente pelo aumento da dissipação interna de calor da bateria, conseqüência da degradação ao longo de sua vida orbital. Os resultados desta investigação podem ser úteis no desenvolvimento de outros satélites no sentido de alertar quanto as possíveis causas dos desvios de longo prazo e considerá-los nas análises de novos projetos para obtenção de modelos mais precisos.

Sistemas gráficos têm mostrado participação em diversos segmentos da sociedade. No setor aeroespacial, eles têm se apresentado cada vez mais aplicáveis, constituindo importantes ferramentas para auxílio nas missões de lançamento de foguetes. A proposta deste trabalho é o desenvolvimento de um protótipo de ambiente para visualização dos dados de trajetória de veículos espaciais brasileiros, visando auxiliar o acompanhamento das operações de lançamento. Este protótipo de ambiente é responsável por apresentar graficamente, em três dimensões, a evolução do foguete durante o vôo, sua atitude em cada instante, além das curvas de trajetória e pontos de impacto correspondentes. Conceitos e técnicas de Computação Gráfica, como Modelagem 3D e Mapeamento de Texturas, embasam a construção dos modelos. Métodos e Técnicas da Modelagem e do Desenvolvimento Orientados a Objetos fundamentam a criação do protótipo. Eles favorecem o reuso e possíveis especializações do ambiente em lançamentos reais ou adaptações para situações particulares, como lançamento de outros tipos de foguetes, ou realização de testes com variações nos dados de trajetória nominal.

Este trabalho trata das especificidades no desenvolvimento tecnológico-científico de um equipamento singular empregado em um experimento de biologia espacial a bordo da Estação Espacial Internacional - ISS, durante a missão Centenário da AEB (missão ISS-13), realizada em Março de 2006. O principal objetivo deste experimento, denominado DRM, foi correlacionar os mecanismos de reparo celular e a mutagênese com a microgravidade. Para tanto foi desenvolvido um equipamento irradiador compacto, chamado CIM, capaz de induzir danos ao DNA de quatro variantes genéticas da bactéria Escherichia Coli K-12 (AB1157, AB2463, AB2480 e P3478) no espaço. A indução de danos pelo sistema CIM é feita através de dispositivos que utilizam LEDs que emitem em 375 nm (UV-A). As restrições impostas a equipamentos utilizados em vôos espaciais tripulados, os fatores operacionais, bem como o protocolo do experimento DRM, são apresentados na descrição do equipamento CIM. Os testes de qualificação e aceitação e toda documentação exigida também são apresentados. Os procedimentos das medidas e cálculos utilizados para obtenção da irradiância gerada pelos LEDs UV-A são descritos. Uma revisão detalhada da literatura aponta para o ineditismo do experimento DRM e seus resultados confirmam a compatibilidade do equipamento CIM com vôos orbitais tripulados.

Com o desenvolvimento dos motores foguetes a propelentes sólidos, houve um consenso na comunidade propulsiva que as formulações de propelentes tipo compósito fossem imunes ao potencial elétrico gerado por carregamento eletrostático. A ocorrência de acidentes com motores foguetes a propelentes sólidos, durante fases de fabricação, manipulação e estocagem sem uma causa aparente levou a vários estudos por grupos independentes e a conclusões importantes para a segurança da formulação do propelente onde a hipótese de ignição acidental por descarga eletrostática foi a causa mais provável. Esta hipótese é atualmente um campo que está sendo desenvolvido e os estudos na área buscam como objetivo primordial minimizar os riscos de acidentes com motores de propelentes sólidos atribuídos ao fenômeno de descarga eletrostática. O propelente tipo compósito é heterogêneo, onde as partículas se dividem em partículas condutoras e não condutoras. Os diferentes tipos de "binder" influenciam diretamente nas características elétricas juntamente com as partículas condutoras. As partículas não condutoras têm efeito geométrico no espaçamento das partículas condutoras. De acordo com as características elétricas obtidas durante ensaios realizados, pode-se avaliar se a formulação é sensível à ignição acidental por descarga eletrostática. Devido aos métodos de fabricação (maceração circular por pás rotativas) e por não ser possível garantir exatamente o nível de carregamento, diâmetro médio e geometria (fator de forma) dos componentes sólidos, cada formulação necessita ser avaliada para saber qual o nível de sensibilidade à descarga eletrostática, e o risco de ocorrência de trincas ou ignição (sustentada ou não) no grão propelente sólido. O trabalho apresenta as principais metodologias que estão sendo pesquisadas e os resultados de ensaios elétricos e de descarga eletrostática realizados em amostras de estudo, visando tornar segura a formulação e conseqüentemente a fabricação, estocagem e manuseio de motores foguetes a propelente sólidos utilizados tanto em lançadores espaciais como em foguetes e mísseis balísticos.

No setor aeroespacial inúmeros componentes são submetidos a altas temperaturas e a ambientes térmicos agressivos. Visando atender a estes requisitos, há uma considerável ênfase nas pesquisas que envolvem o desenvolvimento de materiais compósitos a base de Carbono Reforçado com Fibras de Carbono (CRFC) e de Carbonos Modificados, principalmente com Carbeto de Silício (SiC). A obtenção de materiais resistentes ao calor a serem utilizados em componentes de veículos espaciais, tais como em proteções para estruturas sujeitas à reentrada atmosférica, em tubeiras de exaustão de gases aplicadas a foguetes ou em componentes em geral que atuam como proteções térmicas, tornou-se de importância estratégica para o êxito de um programa espacial, notadamente como é o caso brasileiro. Neste trabalho foram abordados aspectos relativos aos processos usuais de obtenção desses materiais, enfatizando-se as possibilidades de incorporação de carbono à estrutura por deposição gasosa ou por via úmida (impregnações com utilização de piches e resinas fenólicas). Foram estudadas as variáveis envolvidas no processamento de compósitos termoestruturais nacionais, oriundos de preforma tridirecional (3D) e tetradirecional (4D), obtidas pela disposição espacial de varetas de carbono. Foi investigada, também, a incorporação de carbeto de silício (SiC) em compósitos bidirecionais, por meio de polímero de silicona. Foram efetuadas caracterizações térmicas e por microscopia dos compósitos obtidos e também de quatro outros materiais similares advindos de países tradicionalmente produtores.

Combustion instability problems have been experienced during nearly every rocket engine development program, characterized by chamber pressure oscillations and high density of energy release in a volume having relatively low losses. Several distinct types of instability and their physical manifestations have been observed, although the frequency and amplitude of these oscillations and their external manifestations normally vary with the type of instability. The most destructive type of instability is referred to as high frequency instability, resonant combustion or acoustic instability, which is usually eliminated by use of passive control, involving installation of baffles, resonators, or some other modification of geometry. The main purpose of this work is the experimental investigation of use of passive control devices (Helmholtz resonators and baffles) to control acoustic instabilities in combustion chambers, because this type of instability occurs in liquid rocket engines, rocket motors and industrial burners. The first step of this research is the acoustic characterization of chamber, thus cold tests were carried out on full-scale chamber model to analyze the effects of resonators. Experimental frequency spectrum data are in excellent agreement with resonant frequencies and damping rate calculated by theoretical model, demonstrating resonators efficiency to reduce the amplitude of Sound Pressure Level at given resonant frequency. Afterwards, hot tests were carried out on burner with and without resonators, identifying the frequency spectrum of acoustic pressure in chamber, which was compared with cold tests (full-scale model) results and theory by correction factors of temperature, density, and viscosity. The experimental data validated the methodology to design resonators useable to control combustion instabilities.