O presente estudo apresenta uma metodologia de análise do sistema de resfriamento de um motor foguete a propelente líquido e os resultados de uma investigação de um método de resfriamento largamente utilizado em câmaras de combustão, denominado filme de resfriamento ou film cooling, aplicado a um motor de 75 kN de empuxo que utiliza como propelentes oxigênio líquido e querosene. Partindo de um motor cujo filme de resfriamento é formado através da aspersão de combustível dos injetores posicionados na periferia do sistema de injeção, foram analisados experimentalmente dois casos: o primeiro assume que 50% do líquido aspergido pelos injetores periféricos participa da formação do filme de resfriamento; o segundo considera o filme formado apenas pelo líquido que escoa pela parede interna da câmara de combustão. Com a análise dos resultados obtidos de ensaios a frio utilizando o sistema de injeção de um motor modelo em desenvolvimento no IAE (motor L15) realizou-se a validação dos dados teóricos provenientes de cálculos e recomendações fornecidas por especialistas do Moscow Aviation Institute - MAI e também o refinamento dos valores para a aplicação nos motores em desenvolvimento do IAE. O parâmetro utilizado para validação e refinamento dos dados teóricos foi a penetração do filme de resfriamento, pois esse parâmetro é de suma importância para que se obtenha uma proteção térmica eficiente internamente à câmara de combustão. Os ensaios a frio confirmaram uma penetração suficiente do filme de resfriamento para o comprimento da câmara de combustão do motor estudado.

Como reflexo do aumento do grau de complexidade nos softwares e das exigências cada vez maiores impostas pela área espacial, a busca de processos que venham organizar e melhorar o desenvolvimento de software tem aumentado nos últimos anos. Muitas organizações implantam processos sem existir um objetivo estratégico bem definido. É cada vez maior a adoção a ferramentas de gestão estratégica como o Balanced Scorecard (BSC), que proporciona a organização transformar sua estratégia em ação, por meio de objetivos, indicadores de desempenho e uma aplicação integradora se tornando uma ferramenta essencial para a organização transmitir sua missão e estratégia em objetivos tangíveis e mensuráveis. É com este princípio que o presente trabalho tem como objetivo desenvolver o Balanced Scorecard e o seu respectivo mapa estratégico na área de software espacial, focando principalmente as áreas que dizem respeito à garantia da qualidade, utilizando-se os processos do Modelo de Capacidade e Maturidade Integrado (CMMI) que atualmente é um dos modelos de processos mais utilizados pela comunidade de software mundial em conformidade com as normas da European Space Agency (ESA) E-40 e Q-80 referentes a software espacial.

O presente trabalho trata do desenvolvimento de um programa para aquisição e processamento de dados aplicados a um banco de testes de propulsão líquida. O banco é constituído de Câmara de Elemento Único (CEU) e utiliza álcool como combustível um oxidante criogênico, o oxigênio líquido LOx, pressurizado. O programa foi elaborado em linguagem de programação gráfica G, utilizando o software LabVIEW. A interface gráfica do programa permite ao usuário configurar diferentes opções de ensaios ao mesmo tempo em que se verificam as condições de segurança para a execução dos mesmos. Realizou-se levantamento e descrição de toda a instrumentação da bancada bem como os erros potenciais a ela associados, considerando-se sempre o alto risco presente na operação deste tipo de banco.

A inserção do Brasil no competitivo mercado espacial se tornou possível após o domínio do desenvolvimento da tecnologia de foguetes de sondagem alcançada nas décadas de 1970 e 1980, com o projeto Sonda IV. Entretanto, os foguetes de sondagem não permitiam a inserção de satélites em órbita, o que levou o país ao desenvolvimento do Veículo Lançador de Satélite (VLS-1). O Brasil é detentor da melhor localização geográfica para lançamentos comerciais equatoriais, dada a economia de energia alcançada durante os lançamentos. Para atingir plena autonomia na área espacial um país precisa ser detentor de tecnologia na área de produção e lançamento de lançadores, satélites e ter seu campo de lançamento. Assim, este trabalho tem por objetivo o estudo sobre os meios de solo, voltado à fase final de integração no campo de lançamento, para a montagem de veículos de médio e grande porte, englobando a forma de montagem dos mesmos, pré-dimensionamento de prédios e instalações. Explana-se a logística no que se refere a transporte, armazenagem e suprimentos, usada durante a campanha de lançamento para o veículo. Discorre-se sobre o Centro de Lançamento de Alcântara e os veículos de médio e grande porte do Programa Nacional de Atividades Espaciais (PNAE). Aborda-se sobre a interação entre as edificações, para que se possa atingir o sucesso da missão, incluindo requisitos mínimos de segurança durante o lançamento. Comenta-se sobre planejamento e coordenação de campanhas de lançamento de veículo de médio e grande porte. E, finaliza-se, com a apresentação das considerações finais, expondo sugestão para futuros trabalhos e as contribuições deste estudo.

Neste trabalho são apresentados estudos acerca de defeitos tipo porosidade encontrados em grão propelente de motor foguete e sua possível influência no comportamento da queima deste motor. Discute alguns dos principais tipos de defeitos que podem ser encontrados e as inspeções e ensaios que são realizados para detectá-los e dimensioná-los. Também descreve alguns tipos e formas com que esses defeitos podem se apresentar e, com base em suas características geométricas, propõe uma classificação para análise e modelagem da evolução de queima. Finalmente, é feita uma avaliação do estado de tensão do grão propelente de um motor S-30, para situações de operação, quando o motor apresenta falhas, e os resultados são comparados com aqueles do motor íntegro. Este estudo pode ser generalizado para outros motores.

O principal objetivo dessa dissertação é investigar o mecanismo físico de funcionamento do ignitor gás dinâmico para possibilitar uma partida suave do motor L15 e também conhecer as propriedades da chama gerada pelo ignitor, o que possibilirá alteração de parâmetros de operação do ignitor para outros motores. Será apresentada nesse trabalho uma investigação teórica do mecanismo de aquecimento do gás injetado no ressonador do ignitor gás dinâmico, um modelamento matemático para esse mecanismo, incluindo uma rotina de cálculo e ainda, a comparação com os resultados de ensaios. Serão investigados experimentalmente o tempo de ressonância, e como diminuí-lo e a razão de mistura da chama gerada pelo ignitor, de forma que uma chama rica em combustível seja alcançada.

O propulsor S-30 é utilizado nos veículos de sondagem VSB-30, VS-30 e Sonda III, do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), é alimentado com propelente sólido e possui envelope-motor fabricado em aço SAE 4140. O presente trabalho tem por objetivo analisar a bobinagem filamentar e as proteções térmicas internas e externas de um envelope-motor S-30 em compósito, para poder ser utilizado nos veículos VSB-30 e VS-30 do IAE. O envelope-motor em compósito visa manter as interfaces com partes já qualificadas dos veículos, como porta-empenas, ignitor, tubeira e dispositivos de carregamento de propelente, com o objetivo de substituir o envelope-motor metálico, mantendo as características propulsivas do propulsor S-30. Neste trabalho, foram realizados os dimensionamentos da geometria e das espessuras dos domos e da parte cilíndrica, análises de bobinagem filamentar usando o software CadWind e análises das proteções térmicas internas e externas. Foram realizadas análises para duas configurações: a primeira para um envelope-motor com aberturas polares iguais, por bobinagem helicoidal geodésica isotensoidal, e a segunda para um envelope-motor com aberturas polares diferentes por bobinagem não-geodésica. A conclusão principal baseada nas análises realizadas para as duas configurações estudadas, proporciona um propulsor S-30 bobinado com melhor desempenho que o S-30 com envelope-motor metálico, em razão da sua menor massa, ou seja, proporciona um maior apogeu para uma mesma carga útil ou uma maior carga útil para o mesmo apogeu.

O problema de manobras ótimas de atitude de um satélite artificial com simetria cilíndrica ou esférica é analisado, considerando um sistema de propulsão a baixo empuxo e potência limitada. O problema de Mayer, com o sistema dinâmico descrito pelas equações do movimento rotacional do satélite, na forma canônica estendida, nas variáveis de Andoyer, é considerado. Um modelo analítico para manobras de atitude de pequena amplitude, considerando a atitude de referência descrita pelo movimento rotacional livre de torques externos do satélite, é apresentado. Uma solução analítica de primeira ordem para as correções ótimas de atitude de satélite, é obtida por simples quadraturas, e representada por um sistema linear algébrico, envolvendo os valores iniciais das variáveis adjuntas. Os efeitos do torque de gradiente de gravidade no controle ótimo de atitude do satálite, são incluídos. O problema de manobras ótimas de atitude do satélite, formulado em termos dos ângulos de Euler, também é analisado. Aplicando o Princípio de Máximo de Pontryagin ao problema de otimização, nas variáveis ângulos de Euler, um problema não-linear de valor de contorno em dois pontos, é determinado. Uma solução numérica é obtida resolvendo-se o problema não-linear pelo método do shooting. A comparação dos resultados numéricos e anlíticos mostram que as soluções analíticas fornecem uma boa aproximação da solução numérica, para o intervalo de tempo considerado.Os resultados obtidos mostram que é possível propor uma lei de controle ótimo, na forma explícita, para a atitude do satélite artificial.

O processo de avaliação e seleção de um modelo de processo para desenvolvimento de software não é uma tarefa simples. Envolve experiências dos desenvolvedores, identificação das reais necessidades, conhecimento suficiente do modelo de processo e estudo das alternativas para tomar uma decisão. A elaboração deste trabalho tem por objetivo proporcionar alguma forma de ajuda aos desenvolvedores na tarefa de avaliar e selecionar um modelo de processo específico. A seguinte contribuição é alcançada: uma análise de informações a respeito dos modelos de processo, uma análise sobre as organizações que os utilizam e um esquema para seleção que possibilita a geração de alternativas, baseadas nas informações colhidas e analisadas, de introdução dos modelos de processo no desenvolvimento de softwares aeroespaciais. A criação de um esquema para seleção de modelos de processo de desenvolvimento de software envolve um conjunto extenso de informações, experiências e percepções. Este trabalho tratará parte deste universo, modelando essas informações, proporcionando um conjunto de alternativas e sugestões para dar subsídios aos desenvolvedores de softwares aeroespaciais, para a decisão final sobre o uso dos modelos de processo selecionados.

Esta dissertação apresenta o desenvolvimento do método do gradiente de segunda ordem para a resolução de problemas de otimização de sistemas dinâmicos. O método é aplicado, em particular, a problemas de otimização de trajetórias espaciais: transferência entre a Terra e Marte e transferência entre órbitas circulares. Visando mostrar a sua eficiência e aplicabilidade, são resolvidos, primeniramente, problemas clássicos em teoria do controle ótimo como: distância entre dois pontos no plano; distância entre ponto e reta; problema de Zermelo; problema da brachistócrona e perfil aerodinâmico de arrasto mínimo.