O objetivo deste trabalho foi estudar a influência de diferentes tratamentos térmicos na microestrutura da liga Nb-1%Zr. Os corpos de prova foram obtidos a partir de uma barra com aproximadamente 68% de deformação a frio. Antes dos tratamentos térmicos foram feitas medidas de dureza (HRB) em todas as amostras e, ainda, microscopia óptica, fluorescência e difração de RX e análise por EDX em algumas amostras. Adotou-se o seguinte esquema nos tratamentos térmicos: dividiu-se as amostras em 4 grupos de 4 amostras cada; para cada grupo fixou-se uma temperatura de tratamento (entre 1200 e 1500oC) e em cada grupo deixou-se uma amostra 2h, e as outras 4, 6 e 8h no patamar. Seguiu-se resfriamento ao forno. Devido à forte interação entre o nióbio e suas ligas com a atmosfera acima de aproximadamente 450oC, os tratamentos térmicos foram realizados sob vácuo de 1,33x10-3 Pa (10-5 Torr). Fazendo-se a comparação entre os testes antes e depois dos tratamentos térmicos foi possível estudar-se a influência dos parâmetros tempo e temperatura de tratamento térmico na microestrutura da liga Nb-1%Zr.

Esta trabalho consiste no desenvolvimento e teste em simulação de um software para integrar o GPS (Sistema de Posicionamento Global por Satélite) a um SNI (Sistema de Navegação Inercial). A fim de integrar os dois sistemas foi utilizado um Filtro Kalman Estendido (FKE), e o GPS foi considerado como um aucílio externo para o SNI. O filtro de Kalman foi utilizado para estimar os erros presentes na informação fornecida pelo SNI.

This dissertation presents a method for space system mission analysis. It is based on a new systems engineering approach namely "Enhanced Total View Framework (ETVF)", which seeks the concurrent development of the product and organizations involved. ETVF is also described in this dissertation and as the name suggests it is an enhancement of the "Total View Framework". The proposed method for space system mission analysis is called "Total Mission Analysis for Space System (TMASS)". It takes into account all space system life cycle, from the time the space system is qualified for use or operation to the time it is decommissioned or disposed of. Indeed, TMASS encompasses all the high-level procedures before, during and after the space system launching and operational phases. It includes space system non-operational and operational processes, comprising the development of the whole system where the space system is inserted. TMASS is applied to the Mission Analysis of the SARA Suborbital System. The results obtained by using the traditional approach are briefly compared with the results obtained by using the proposed method. TMASS is supposed to be applied in the earlier phase of a space system development. In addition, ETVF and TMASS intents are also to revive the logic behind the systems engineering activity which with time has become only a formality.

Sistemas espaciais geralmente possuem custos de pesquisa e desenvolvimento excepcionalmente elevados em comparação aos custos de produção e operação, principalmente devido ao baixo volume de produção e ao ciclo de projeto extenso e com vários ensaios. Nesta categoria se incluem as cargas úteis para veículos de sondagem. Uma alternativa para diminuir esses custos é utilizar equipamentos comuns para realizar mais de uma função, ao invés de equipamentos especializados. Equipamentos multifunção são especificados através da análise de comunalidade do sistema, que pode ser estendida para abranger diferentes missões do veículo. A comunalidade reduz esforços de P&D, mas resulta em perda de desempenho e excesso de funcionalidade. Neste trabalho, é proposto um método para auxiliar o projetista do sistema na escolha da melhor solução de compromisso entre esses dois aspectos. É apresentado um modelo matemático para descrever o problema dos equipamentos multimissão e multifunção que pode ser adaptado ao nível de detalhamento desejado para análise. O problema foi modelado de forma a não ser necessário atribuir pesos relativos entre os objetivos conflitantes, representados por aspectos monetários e técnicos. Restrições são incluídas no modelo para melhor representar os problemas reais, que dificilmente são irrestritos. Para otimizar os objetivos do modelo, é utilizado um algoritmo genético multiobjetivo com restrições. Ele é aplicado a problemas exemplo, com diferentes níveis de detalhamento. O algoritmo é capaz de encontrar a frente de Pareto com as soluções não dominadas, fornecendo ao projetista um conjunto de alternativas de projeto. Cabe a ele a decisão final sobre qual solução utilizar, baseado em informações de alto nível, muitas vezes advindas da experiência e difíceis de serem modeladas.

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.

Com o objetivo de especificar o Teste experimental de Balanço Térmico (TBT) para a Maquete Térmica, ou Termoestrutural (STM) do ITASAT-1 esse trabalho apresenta o desenvolvimento de um modelo para verificação, validação e refinamento do projeto de controle térmico deste programa de satélite. Os itens abordados são: aquisições de cargas térmicas preditas pelo do modelo numérico anteriormente concebido (onde, para sua utilização, é necessária uma seleção de casos críticos), a escolha de um circuito elétrico para ligação dos aquecedores, a especificação destes que cobrirão a superfície do STM, a distribuição de potencia por aquecedor sobre os painéis, a aplicações das cargas orbitais médias e transitórias, e a validação do modelo baseado na comparação das temperaturas previstas para o ambiente laboratorial (de TBT) por simulações com as temperaturas previstas para voo. Para que todas essas tarefas fossem possíveis, o modelo numérico do projeto térmico para voo foi aproveitado em grande parte. Foram excluídos alguns elementos do modelo original cujos itens físicos não farão parte do teste, previsto para ser realizado numa câmara de termovácuo, e foram adicionados os aquecedores. Essas modificações não trouxeram distorções significativas quanto à simulação dos casos críticos previstos para voo. Referindo-se à câmara, suas paredes negras e criogênicas simulam o espaço como sumidouro de calor e foram modeladas considerando-as como um cilindro com medidas internas de Ø1 x 1m e fechadas com duas tampas nas extremidades (topo e fundo). A condição de contorno foi ajustada inicialmente com uma temperatura fixa de 100K. Posteriormente foram introduzidos estudos comparativos para outra câmara com um tamanho de Ø3 x 3m. Uma variação na temperatura foi aplicada numa taxa de resfriamento das paredes de 1,0 e 1,2C por minuto para diminuição do tempo previsto para o teste. Os resultados com a câmara maior (Ø3 x 3m) ofereceram maior fidelidade ao modelo. Outras mudanças foram inseridas nas análises: nas propriedades termoópticas para oferecer outra opção para o teste, e no ajuste de valor para a condutância de contato dos aquecedores que apresentaram pouca diferença em comparação com o valor utilizado na simulação orbital para células solares. Também é apresentada no trabalho, uma sugestão de disposição física do satélite dentro da câmara e suporte para içamento. Finalmente é apresentado um perfil de teste com tempo de teste previsto para 34,7 horas, e as programações dos aquecedores as quais são apresentadas no Apêndice 2. Então, com todos esses pontos discutidos, foi possível ter uma boa visualização de previsão do arranjo para futura simulação experimental e validação do subsistema de controle térmico do projeto ITASAT-1.

A estimação de atitude e velocidade angular para um satélite pode ser realizada tanto por métodos instantâneos, quanto por de estimação recursiva de estado, que quando implementados com precisão restrita na representação das variáveis em ambiente embarcado, podem apresentar comportamentos adversos como consequência de erros de truncamento numérico no processamento embarcado. Neste contexto, o presente trabalho apresenta um estudo sobre o desempenho de cada um desses métodos de estimação de atitude e velocidade angular aplicados a 2 configurações distintas de satélites estabilizados em 3 eixos. A primeira configuração considera um satélite estabilizado por rotação dual, que utiliza como algoritmo estimador de atitude uma formulação do filtro estendido de Kalman (EKF), que sofre deveras com problemas de instabilidade numérica em ambiente embarcado 32 bits. São consideradas, então, quatro formulações alternativas ao EKF: o filtro com processamento sequencial das medidas (EKFSeq), o filtro com fatoração de Cholesky da matriz de covariância da inovação (EKFChol) e os filtros de raiz quadrada (SRKF) e com fatoração UD da matriz de covariância (UDKF), todas algebricamente equivalentes ao EKF, mas com características melhoradas de susceptibilidade a erros numéricos. A segunda configuração analisada considera um satélite estabilizado por triedro de rodas de reação e emprega somente algoritmos estimadores baseados em abordagens instantâneas: TRIAD, interseção de cones e QUEST para a estimação de atitude combinados com abordagens derivativas para a estimação de velocidade angular. O desempenho dos algoritmos estimadores é analisado para cada configuração de satélite por meio de simulações do tipo hardware-in-the-loop (HIL), sendo os algoritmos implementados em ambiente embarcado com 32 bits, o que permite verificar a susceptibilidade de cada formulação a erros numéricos. Por fim, considera-se também, para cada configuração, uma análise acerca do efeito desses erros de origem numérica no desempenho em malha fechada do sistema.

Nos últimos anos tem sido constante a busca por novos materiais que possam ser utilizados em propelentes. Buscam-se, entre outras características, materiais mais energéticos, de maior estabilidade térmica e/ou química, menos agressivos ao meio ambiente, de menor custo, de mais fácil manuseio, e que permitam um melhor desempenho de foguetes, mísseis e explosivos. O polímero metil azoteto de glicidila (GAP) corresponde a essa expectativa. A presença de grupos azoteto torna o produto energético, com calor de formação positivo, +975 kJ/kg a 293K. Isto é importante porque o desempenho energético do propelente é proporcional a entalpia de formação dos reagentes. Este trabalho tem como objetivo permitir que nosso país esteja na vanguarda da pesquisa de novos propelentes, buscando possuir capacidade de produção, caracterização e aplicação do GAP em novas formulações. Marca a nossa entrada na pesquisa de componentes para propelentes energéticos. Processos de síntese foram realizados utilizando três diferentes catalisadores em três diferentes proporções e os produtos obtidos foram caracterizados por análise volumétrica (índice de hidroxila) e instrumental (infravermelho e análise térmica). Da amostra que utilizou a relação monômero/catalisador SnCl4 na proporção 20:1, foi repetido o processo de síntese por mais cinco vezes e cada um destes produtos foi submetido às mesmas análises citadas para assegurar que as propriedades eram repetitivas. O GAP obtido foi utilizado em processos de obtenção de poliuretanos com isocianatos, TDI e IPDI, e os corpos de prova resultantes testados para avaliação de propriedades mecânicas. De acordo com as análises efetuadas, podemos afirmar que os processos de obtenção e caracterização do GAP foram atingidos plenamente e que o GAP obtido tem características semelhantes ao produto produzido no exterior.

Na literatura aberta existem poucos trabalhos sobre a síntese e caracterização de agentes de ligação e sua aplicação na indústria de propelentes sólidos compósitos, pois estes aditivos são considerados estratégicos nas formulações, sendo a maior parte das publicações encontrada na forma de patentes. Desta forma, tomando-se por base que a adequada caracterização dos agentes de ligação é o ponto de partida para a escolha de determinada formulação de propelente para teste e verificação do efeito nas propriedades mecânicas e balísticas desse compósito, são estudados três tipos, aziridínico, amínico e o hidantoínico, por diferentes técnicas, abrangendo as de via úmida e instrumental. Dentre as principais metodologias desenvolvidas para a caracterização e quantificação desses diferentes tipos, destacam-se nesta Tese: a) um novo método, que caracterizou, por meio de calorimetria exploratória diferencial (DSC), via úmida e espectroscopia na região do infravermelho médio (MIR), a abertura de anéis característicos de agentes aziridínicos. Este método é importante para o estudo de alterações de estrutura química, envelhecimento desses compostos e caracterização de novos agentes de ligação com dois e três anéis abertos, sintetizados com matérias primas, facilmente encontradas no mercado nacional, tal como ácido 12-hidroxiesteárico. Os produtos obtidos reagem com NCO dando um poliuretano (PU) de modo similar à resina polibutadiênica hidroxilada (PBLH); b) o acompanhamento de reação por MIR, mostrando que alterações espectrométricas ocorrem somente na reação com o formaldeído, entre três tipos de aldeídos estudados, indicando a formação do produto 1,3-bis(hidroximetil) 5,5-dimetilhidantoína, em presença de água; c) a indicação de bandas analíticas, na região do infravermelho próximo (NIR), de agentes de ligação amínicos para estudos quantitativos, visando a determinação do equivalente-grama (eq-g) do TEPA, tendo boa precisão e concordância com os dados correspondentes, citados na literatura; sendo a metodologia desenvolvida, validada por DSC e potenciometria. São calculados dados de massa molar de TEPA a partir da metodologia desenvolvida para a determinação de equivalente-grama. Tais metodologias desenvolvidas nesta Tese contribuem para uma nova linha de pesquisa na Divisão de Química (AQI), a caracterização e quantificação de agentes de ligação usados em propelentes.

O mecanismo da combustão do hidrogênio foi o primeiro a ser estudado e ainda são realizados estudos visando aumento no número de reações elementares para melhor aproximação de um modelo mais realista, determinação e padronização de parâmetros físico-químicos de cada espécie ou adição de mais etapas no mecanismo reacional. O objetivo do presente trabalho foi estudar de forma sistemática o mecanismo de decomposição térmica do hidrogênio, por meio de simulação computacional. Foram levados em conta todos os parâmetros cinéticos e termodinâmicos para a realização destas simulações. Por meio de métodos de química quântica molecular, foram determinados os parâmetros cinéticos e termodinâmicos das reações elementares do mecanismo de combustão do hidrogênio. Estes resultados foram comparados com os obtidos experimentalmente por meio de simulação de queima em um reator em regime transiente. Notou-se que mudanças no valor absoluto da energia de ativação acarretaram variações significativas no comportamento global da simulação do material. Para melhor estudar o processo de queima, a evolução das reações ao longo do tempo foi detalhadamente analisada, assim como o processo de ignição do sistema; foi também realizada uma simulação bidimensional de combustão do H2 em um combustor padrão, obtendo-se assim perfis de velocidades de escoamento, temperatura, pressão e frações molares internamente à câmara.