Bombas de alta velocidade, i.e., bombas com velocidade angular entre 300 a 6000 rad/s, são largamente empregadas na aviação, mísseis, área naval, indústria petroquímica, plantas de geração de energia como turbinas a gás ou vapor. Por causa das altas velocidades angulares, elas podem ser aplicadas sem a aplicação de redutores em motores foguetes a propelente líquido. O uso de bombas de elevada rotação se deve ao fato das necessidades de obter elevadas pressões (50 a 60 MPa) com pequenas dimensões, reduzida massa e poucos estágios. O objetivo deste trabalho é apresentar uma metodologia de dimensionamento dos principais parâmetros e características de uma bomba utilizada em Motores Foguetes a Propelente Líquido. A partir das dimensões e características energéticas da bomba de oxigênio líquido, é determinado os parâmetros de desempenho, através da dinâmica dos fluidos computacional. A partir dos resultados numéricos gerados pela simulação são propostos melhorias no projeto a fim de melhorar e otimizar a eficiência da bomba através da análise do comportamento do escoamento no interior da mesma. Para geração da malha do volume foi utilizado o programa Gambit. Para simular o escoamento na bomba centrífuga, as equações de Navier-Stokes com condições de contorno adequadas são resolvidas para a geometria tridimensional através do programa comercial de volumes finitos Fluent, assumindo o escoamento permanente, incompressível e sem a presença de gases dissolvidos no líquido. O modelo ?-? foi utilizado para simular a turbulência no escoamento. Baseado nos resultados obtidos como campo de velocidade, distribuição de pressão para diferentes fluxos mássicos foram analisados.

O objetivo deste trabalho foi obter formulações de propelente à base de AP/PBLH/Al, na qual as quantidades de sólidos fossem maiores do que as utilizadas atualmente. O aumento da fração de sólidos acarreta um aumento do impulso do motor-foguete. Entretanto, ele deve seguir um conjunto de critérios que também foi objeto de estudo neste trabalho. Esses critérios foram baseados nas teorias de empacotamento de partículas, as quais têm sido utilizadas como uma ferramenta para a definição da modalidade, distribuição, granulometria e carga de sólidos. Alguns ensaios também foram realizados para verificar a aplicabilidade de um modelo de empacotamento linear. O modelo testado se mostrou aplicável e as predições teóricas apresentaram boa concordância com os resultados experimentais. Um modelo de correlação foi ainda proposto neste trabalho para correlacionar os dados de viscosidade da mistura final a 50, 55 e 60C sob pressão atmosférica. Um outro modelo de correlação também foi proposto para correlacionar dados experimentais do módulo de Young a 25C. Ambos os modelos foram bem sucedidos na correlação dos pontos experimentais. As propriedades balísticas foram ainda determinadas para uma faixa de pressões variando de 4 a 10 MPa. Os efeitos da ordem de adição do agente de ligação e do Alumínio também foram avaliados. Os melhores resultados foram obtidos quando o Alumínio e o agente de ligação foram adicionados ao PBLH no início do processo de mistura. O catalisador de cura também foi substituído por DBTDL nos ensaios seguintes a fim de acelerar o processo de cura. Os testes conduzidos com 5 ppm de DBTDL apresentaram os melhores resultados para a viscosidade da mistura final e para as demais propriedades do propelente. A utilização de sistemas de partículas com alto empacotamento, associados com a utilização de 5 ppm de DBTDL como agente de cura, permitiu elevar a carga sólidos até 88%, muito superior aos 84% em uso no propelente do VLS. Além disso, as propriedades mecânicas e balísticas deste propelente produzido em escala de laboratório são apropriadas para os projetos em andamento no IAE.

O presente trabalho descreve uma metodologia para cálculo de câmara de combustão de motor foguete a propelente líquido baseado essencialmente na experiência russa. A câmara de combustão projetada é adequada para estágios superiores de foguete e seu desenvolvimento foi focado nas características do motor russo 8D719. Inicialmente é feito um estudo sobre o motor utilizado como referência no projeto e são efetuados os cálculos dos principais parâmetros do motor com 55kN de empuxo, pressurizado por turbobomba (ciclo aberto) e alimentado pelos propelentes etanol e oxigênio líquido, no qual a câmara de combustão projetada se insere. Basicamente, o projeto abrange o dimensionamento geométrico da câmara de combustão incluindo seu sistema de refrigeração regenerativa, a determinação do fluxo de calor ao longo de seu invólucro e a estimativa de sua capacidade de carga. Para dimensionamento da câmara adotou-se as mesmas dimensões da parte cilíndrica do motor 8D719, assim como o número de injetores e o posicionamento desses no cabeçote. Os fluxos de calor são determinados para câmara de parede dupla com canais internos e sua capacidade de carga é estimada levando em consideração apenas os esforços radiais. Os resultados obtidos no projeto estão coerentes com as literaturas utilizadas servindo de base para construção da câmara e validação do projeto.

A utilização de motores foguete de combustível líquido em lançadores espaciais oferece muitas vantagens sobre seus homólogos sólidos: maior impulso específico, a possibilidade de re-ignição em vôo e o controle da magnitude do vetor empuxo. No entanto, os motores foguete líquidos são tecnicamente mais complexos do que os foguetes a propelente sólido. Nas atividades espaciais brasileiras, apenas motores foguetes sólidos tem sido utilizados em foguetes de sondagem e também no Veículo Lançador de Satélites (VLS). No Programa Espacial Brasileiro, o Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), órgão responsável pelo desenvolvimento de foguetes, está desenvolvendo a tecnologia de motores foguete de propelente líquido para ser usada em lançadores de satélites no futuro. Tanques pressurizados ou turbobombas são utilizados para injetar o combustível e o oxidante na câmara de combustão, superando as perdas de pressão no resfriamento, válvulas, linhas de alimentação e injetores. Motores mais eficientes requerem maior pressão de câmara de combustão e só turbobombas podem fornecer pressões altas o suficiente para as linhas de alimentação. Estes sistemas operam em velocidades muito elevadas e sofrem intensas cargas dinâmicas. Portanto, o comportamento dinâmico do rotor deve ser avaliado ainda durante a fase de concepção. Esta dissertação encontra-se no âmbito dos esforços do IAE / ITA, a fim de desenvolver conhecimentos e recursos humanos na área de motores foguete de propelente líquido. Neste trabalho, uma unidade de turbobomba foi projetada para um motor de foguete de propelente líquido hipotético com 75kN de empuxo no vácuo. Também foi desenvolvido um programa de elementos finitos utilizando MATLAB considerando o eixo flexível com discos rígidos para analisar o comportamento dinâmico do rotor e dos mancais. Resultados clássicos de dinâmica de rotores, como diagrama de Campbell, modos de vibração e modos de giro foram calculados. Um valor de desbalanço típico para este tipo de sistema foi designado para o rotor e o efeito da distribuição de massas de desbalanceamento nos discos (bombas e turbinas) foi analisado. A análise indicou um rotor com vibrações laterais excessivas. Novas configurações do projeto foram criadas e analisadas com facilidade até uma configuração que atendesse aos requisitos de deslocamento foi encontrada.

Os cubesats são pequenos satélites com estruturas em forma cúbica, que somente depois de inseridos na órbita de operação final devem ser eletricamente energizados. Decorrente dessa condição é necessário que os módulos elétrico-eletrônicos presentes no cubesat sejam convenientemente testados, antes da sua plena operação em órbita final, para evidenciar nível de confiabilidade adequada à aplicação em questão. Nesse contexto, este trabalho apresenta uma proposta de arquitetura para efetuar os testes operacionais nos aludidos módulos, durante a fase de montagem de componentes elétrico-eletrônicos, integração das placas de componentes na estrutura mecânica e nos ensaios ambientais de qualificação e aceitação, cujas realizações são necessárias para determinar o desempenho do cubesat. A validação das camadas físicas e lógicas da arquitetura proposta neste trabalho é realizada com o protótipo que foi montado para efetuar os testes dos módulos elétricos presentes no Cubesat AESP-14, desenvolvido pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica. Os resultados positivos observados nesses testes sugerem que a proposta apresentada nesta dissertação é adequada para a aplicação em questão.

Este trabalho apresenta o estudo e simulação numérica do escoamento no interior e exterior de um injetor centrífugo bipropelente similar a aquele empregado no motor foguete a propelente líquido RD-0110, pertencente à etapa orbital da nave espacial Soyuz, sendo considerado um dos motores mais eficientes da historia aeroespacial. Além, este trabalho apresenta o desenvolvimento de um modelo matemático capaz de predizer o diâmetro de gota de Sauter em função dos parâmetros geométricos obtidos no estudo do escoamento interno (primeira parte deste trabalho) e parâmetros geométricos externos envolvidos no estudo da estabilidade do filme e dos fenômenos de ruptura da folha cônica, considerando os efeitos da viscosidade do líquido (segunda parte deste trabalho), os tamanhos de gotas calculados com o presente modelo matemático, serão comparados com resultados obtidos a partir de equações empíricas, testes experimentais e da simulação numérica utilizando o modelo de atomização Cone. Para o caso da simulação numérica do escoamento no interior do injetor centrífugo bipropelente foi utilizada uma malha estruturada tridimensional de grande envergadura capaz de abranger três zonas importantes: a câmara de vórtices do estágio de oxidante (injetor centrífugo fechado), a câmara de vórtices do estágio de combustível (injetor centrífugo aberto) e a zona destinada para a visualização do spray, com a finalidade de compreender os fenômenos originados pela interação dos escoamentos de oxidante e combustível no interior do injetor bipropelente. Cabe mencionar que para simular os fenômenos de turbulência, foi utilizado o modelo RNG k-? em regime permanente e transiente as através do código comercial CFD Fluent 14.0. Obtendo assim, uma análise mais confiável das diferentes aplicações utilizadas no desenho e optimização dos injetores centrífugos, procurando à vez, uma adequada atomização, distribuição homogênea dos propelentes na câmara de combustão e dispersão do tamanho de gotas que leve a um processo de combustão eficiente.

Esta dissertação apresenta dois algoritmos para solução de problemas inversos de convecção de calor (PICC): O Método do Gradiente Conjugado Ordinário (MGCO) e o Método do Gradiente Conjugado e Problema Adjunto (MGCPA). O intuito é caracterizar estas técnicas para emprego como ferramenta de projeto durante o desenvolvimento térmico de Câmaras de Combustão de Motores Foguete a Propelente Líquido (MFPL). As ferramentas aqui apresentadas são adequadas para realizar investigações ligadas aos sistemas de refrigeração internos, como Filme de Refrigeração e a Camada de Parede, assim como fundamentar o dimensionamento dos canais de refrigeração externos da Jaqueta de Refrigeração. Os métodos foram submetidos a testes numéricos para análise de incerteza de solução sob influência do Número de Fourier, da incerteza na estimativa das condições de contorno externas, da grandeza do fluxo de calor estimado e da presença de ruído no histórico de temperatura experimental. Ao final é apresentado um experimento onde as técnicas são aplicadas na estimativa da temperatura de parede e fluxo de calor na superfície de fogo de uma placa de cobre aquecida por uma tocha de butano. Também é sugerida e testada uma configuração de termopar com alta velocidade de resposta. As análises feitas mostraram que, uma vez preenchidos requisitos experimentais estabelecidos nesse trabalho, a incerteza da solução inversa obtida por ambas as técnicas se mantém inferior a 5%.

Made available in DSpace on 2013-08-07T18:53:18Z (GMT). No. of bitstreams: 1 000407246-Texto+Completo-0.pdf: 8674308 bytes, checksum: 88576bdb5f2009f76772589297bcb649 (MD5) Previous issue date: 2008 / This dissertation describes the development of the Improved-Electrically Controlled Rotatory Chair (I-ECRC), from the model previously modified by Gessinger (2005), who in turn based developments on the Masters dissertation of Piedade (2001), both having been developmental works carried out in Microgravity Laboratory, Pontifical Catholic University of Rio Grande do Sul (PUCRS). Several new items were incorporated: aluminum structure, steel structure, a cover, hydraulic brake, joystick, an application to capture and quantify signs of disorientation, micro-camera, wireless USB HUB, video monitor, USB ports expander, flight simulator software, rotating connector and device for distribution of electric energy. The theory basis brings the bibliographic review of the physiology related to spatial disorientation, as well detailing aspects of this phenomenon and implications in aerial activity, with the focus in the flight safety, from the prevention. In the sequence, materials and methods are presented, followed by the results and discussions of the proposed improvements, concluding that I-ECRC will bring large application to education and research in order to improve the flight safety. / Esta dissertação descreve o desenvolvimento da Cadeira Rotatória Eletricamente Controlada - Aperfeiçoada (CREC-Ap), a partir do modelo modificado por Gessinger (2005), cuja base foi a dissertação de mestrado de Piedade (2001), sendo ambos os trabalhos desenvolvidos no então Laboratório de Microgravidade, do Instituto de Pesquisas Científicas e Tecnológicas (IPCT), da Pontifícia Universidade Católica do Rio Grande do Sul (PUCRS). Foram incorporados diversos itens: estrutura de alumínio, estrutura de aço, cobertura, freio hidráulico, manche, aplicativo para captação de sinais e quantificação da desorientação, microcâmera, HUB USB sem fio, monitor de vídeo, expansor de portas USB, software de simulador de vôo, conector rotativo e régua de distribuição de energia elétrica. A base teórica traz a revisão bibliográfica a respeito da fisiologia relacionada à desorientação espacial, bem com aspectos detalhados da gênese deste fenômeno e suas implicações na atividade aérea, com o foco na segurança de vôo, a partir da prevenção. A seguir, são apresentados os materiais e métodos utilizados, trazendo na seqüência os resultados e discussões a respeito dos aperfeiçoamentos propostos, concluindo-se que a CREC-Ap proporcionará ampla aplicação, tanto na aérea de educação quanto de pesquisa, em prol da segurança de vôo.

Made available in DSpace on 2015-04-14T13:56:12Z (GMT). No. of bitstreams: 1 407246.pdf: 8674308 bytes, checksum: 88576bdb5f2009f76772589297bcb649 (MD5) Previous issue date: 2008-05-29 / Esta disserta??o descreve o desenvolvimento da Cadeira Rotat?ria Eletricamente Controlada - Aperfei?oada (CREC-Ap), a partir do modelo modificado por Gessinger (2005), cuja base foi a disserta??o de mestrado de Piedade (2001), sendo ambos os trabalhos desenvolvidos no ent?o Laborat?rio de Microgravidade, do Instituto de Pesquisas Cient?ficas e Tecnol?gicas (IPCT), da Pontif?cia Universidade Cat?lica do Rio Grande do Sul (PUCRS). Foram incorporados diversos itens: estrutura de alum?nio, estrutura de a?o, cobertura, freio hidr?ulico, manche, aplicativo para capta??o de sinais e quantifica??o da desorienta??o, microc?mera, HUB USB sem fio, monitor de v?deo, expansor de portas USB, software de simulador de v?o, conector rotativo e r?gua de distribui??o de energia el?trica. A base te?rica traz a revis?o bibliogr?fica a respeito da fisiologia relacionada ? desorienta??o espacial, bem com aspectos detalhados da g?nese deste fen?meno e suas implica??es na atividade a?rea, com o foco na seguran?a de v?o, a partir da preven??o. A seguir, s?o apresentados os materiais e m?todos utilizados, trazendo na seq??ncia os resultados e discuss?es a respeito dos aperfei?oamentos propostos, concluindo-se que a CREC-Ap proporcionar? ampla aplica??o, tanto na a?rea de educa??o quanto de pesquisa, em prol da seguran?a de v?o

Made available in DSpace on 2015-04-14T13:56:15Z (GMT). No. of bitstreams: 1 412461.pdf: 56446 bytes, checksum: 72832e22b11b45c4b91358c6fc2d485f (MD5) Previous issue date: 2008-12-08 / O Suporte B?sico de Vida (BLS) tornou-se requisito fundamental no treinamento dos astronautas devido ? grande redu??o do condicionamento f?sico destes, causados por per?odos prolongados em Microgravidade, idade mais avan?ada dos integrantes e o aumento das atividades extraveiculares por miss?o em rela??o ao in?cio dos v?os espaciais tripulados. Ao mesmo tempo, a aus?ncia ou a redu??o do peso corporal em Micro ou Hipogravidade, respectivamente, dificulta ou quase inviabiliza a realiza??o da Reanima??o Cardiopulmonar (RCP) extra-terrestre. Associado a isto, os exerc?cios realizados nas miss?es espaciais para ativar o sistema cardiovascular e tentar diminuir a perda osteomuscular concentram-se nos membros inferiores, por estes serem antigravitacionais em terra. O entendimento deste problema incentivou o presente estudo, que teve como finalidade desenvolver um equipamento para exerc?cio de for?a em membros superiores (MMSS) em ambientes de Hipo e Microgravidade, objetivando uma melhora e aumento da capacidade muscular dos MMSS, fundamental para a adequada realiza??o da Massagem Card?aca Externa (MCE) em miss?es espaciais tripuladas e em bases humanas extra-terrestres. Este equipamento atende ?s caracter?sticas de f?cil portabilidade, operacionalidade, seguran?a e higieniza??o, pass?vel de ser adaptado para qualquer indiv?duo. ? capaz ainda de proporcionar estresse aos MMSS com o m?ximo de desempenho, sendo o n?vel de intensidade das cargas ajust?vel a cada usu?rio, proporcionando ajustes precisos de controle, de posicionamento e de informa??es.