Made available in DSpace on 2014-06-11T19:34:58Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2007-09-11Bitstream added on 2014-06-13T19:44:44Z : No. of bitstreams: 1 garcia_a_dr_guara.pdf: 2102089 bytes, checksum: 0317ee56928eede236168b36cbbd28b5 (MD5) / Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior (CAPES) / Agência Espacial Brasileira (AEB) / As ações do responsável pela segurança de vôo, em lançamentos de foguetes, são fundamentais para minimizar riscos relacionados à vida, ao meio ambiente e a bens materiais. Nesse contexto está incluída a atividade de cálculo da posição do lançador, para compensação da influência do vento na trajetória de foguetes nãocontrolados. Atualmente, a execução dessa tarefa e a realimentação das informações referentes ao posicionamento do lançador não são realizadas de forma automática. Esse é um dos motivos pelos quais é necessário realizar o ajuste final do lançador, aproximadamente cinco a sete minutos antes do lançamento. No intervalo de tempo até o lançamento, o vento pode mudar de velocidade e direção, promovendo situação com potencial suficiente para causar desvio na trajetória do foguete, com conseqüente aumento da dispersão do seu ponto de impacto. O objetivo desse trabalho é propor uma arquitetura de sistema para automatizar o ajuste da posição em azimute e elevação de lançadores de foguetes de sondagem não-controlados. Os ensaios realizados com o protótipo de lançador mostraram que a proposta deste trabalho é capaz de realizar automaticamente o posicionamento de lançadores durante campanhas de lançamento, para compensar a influência do vento na trajetória do foguete, com o objetivo de diminuir a dispersão de impacto de foguetes não-controlados. / The actions taken by the person responsible for flight safety in rocket launch are fundamental to minimize risks related to life, environment and material assets. This context includes the calculation of the launcher’s position to compensate for wind influence on the unguided rocket trajectory. Currently, the accomplishment of such task and the feedback of data regarding launcher’s positioning are not performed automatically. This is one of the reasons why it is necessary to make the final adjustment of the launcher approximately five to seven minutes before such launch. Within the time interval until the launch, wind speed and direction may change and give rise to a situation with enough potential to cause a deviation in the rocket’s trajectory with the consequential increase in the dispersion of its point of impact. The purpose of this work is to propose a system architecture able to automate the adjustment of the position in azimuth and the elevation of unguided sounding rocket launchers. The tests made on the prototype launcher showed that the proposal of this work can automatically make the positioning of the launchers during launch campaigns to compensate for wind influence on the rocket’s trajectory in order to reduce dispersion of impact of unguided rockets.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Florianópolis, 1992. / Made available in DSpace on 2013-12-05T20:12:10Z (GMT). No. of bitstreams: 1 91264.pdf: 2662870 bytes, checksum: 74bcf49f177a80df5fb4ee13754de3c9 (MD5) Previous issue date: 1992 / Dado à inexistência de métodos matemáticos que permitam resolver escoamento reais sobre veículos aeroespaciais, como aviões e foguetes, os dois recursos de que se dispõem para projetá-los são a experimentação de modelos em túnel de vento e a simulação numérica. Embora a simulação numérica não exclua os experimentos em túnel de vento, ela permite uma redução significativa destes e, consequentemente, dos custos envolvidos num projeto, já que simulações numéricas são sabidamente muitos menos onerosas que ensaios experimentais. Um modelo numérico que permite resolver escoamentos tridimensionais viscosos e laminares, de gases perfeitos, é apresentado neste trabalho. Desta forma, contribui-se para ampliar os tipos de problemas que podem ser resolvidos através de métodos numéricos. As principais características deste trabalho são: utilizar um sistema de coordenadas naturais que se adapta a geometria do problema, emprega o arrajo co-localizado de variáveis, e, permite resolver escoamentos em qualquer regime de velocidade. A principal conclusão do trabalho é a de que o modelo numérico proposto consegue prever adequadamente a maioria dos fenômenos físicos verificados experimentalmente.

Resumo: As ações do responsável pela segurança de vôo, em lançamentos de foguetes, são fundamentais para minimizar riscos relacionados à vida, ao meio ambiente e a bens materiais. Nesse contexto está incluída a atividade de cálculo da posição do lançador, para compensação da influência do vento na trajetória de foguetes nãocontrolados. Atualmente, a execução dessa tarefa e a realimentação das informações referentes ao posicionamento do lançador não são realizadas de forma automática. Esse é um dos motivos pelos quais é necessário realizar o ajuste final do lançador, aproximadamente cinco a sete minutos antes do lançamento. No intervalo de tempo até o lançamento, o vento pode mudar de velocidade e direção, promovendo situação com potencial suficiente para causar desvio na trajetória do foguete, com conseqüente aumento da dispersão do seu ponto de impacto. O objetivo desse trabalho é propor uma arquitetura de sistema para automatizar o ajuste da posição em azimute e elevação de lançadores de foguetes de sondagem não-controlados. Os ensaios realizados com o protótipo de lançador mostraram que a proposta deste trabalho é capaz de realizar automaticamente o posicionamento de lançadores durante campanhas de lançamento, para compensar a influência do vento na trajetória do foguete, com o objetivo de diminuir a dispersão de impacto de foguetes não-controlados. / Abstract: The actions taken by the person responsible for flight safety in rocket launch are fundamental to minimize risks related to life, environment and material assets. This context includes the calculation of the launcher's position to compensate for wind influence on the unguided rocket trajectory. Currently, the accomplishment of such task and the feedback of data regarding launcher's positioning are not performed automatically. This is one of the reasons why it is necessary to make the final adjustment of the launcher approximately five to seven minutes before such launch. Within the time interval until the launch, wind speed and direction may change and give rise to a situation with enough potential to cause a deviation in the rocket's trajectory with the consequential increase in the dispersion of its point of impact. The purpose of this work is to propose a system architecture able to automate the adjustment of the position in azimuth and the elevation of unguided sounding rocket launchers. The tests made on the prototype launcher showed that the proposal of this work can automatically make the positioning of the launchers during launch campaigns to compensate for wind influence on the rocket's trajectory in order to reduce dispersion of impact of unguided rockets. / Orientador: Mauro Hugo Mathias / Coorientador: Francisco Carlos Parquet Bizarria / Banca: José Elias Tomazini / Banca: João Zangrandi Filho / Banca: Hilton Cleber Pietrobom / Banca: Viktor A. Pastoukhov / Doutor

O cálculo das propriedades relacionadas com a geometria de um bloco de propelente, como área de queima, volume de propelente residual, momentos de inércia e centro de massa, e a evolução da superfície ao longo da queima, consiste em uma das etapas fundamentais do projeto de motor foguete que utiliza propelente sólido, valores estes que serão utilizados para a determinação dos parâmetros propulsivos do motor, como pressão na câmara de combustão e empuxo. Este trabalho apresenta um método baseado na discretização da superfície de queima inicial em elementos triangulares com o objetivo de calcular a área de queima e o volume de propelente residual. O método gera uma seqüência de novas superfícies de queima usando a malha de pontos obtida no passo anterior podendo desta forma determinar a evolução da superfície de queima de um bloco de propelente. A validação do método é realizada através da comparação dos resultados analíticos da área de queima e da massa de propelente residual, com os resultados obtidos numericamente utilizando três motores cujos blocos de propelente possuem diferentes configurações.

A separação de estágios está entre os eventos mais críticos nas missões de foguetes, pois podem ocorrer graves problemas na sua execução. O objetivo deste trabalho é a análise dos esforços envolvidos e do movimento dos corpos durante a separação, incluindo comparações entre os possíveis métodos de execução. Isso foi realizado, primeiramente, através de pesquisa bibliográfica e organização das informações e, posteriormente, com modelamento matemático, previsões analiticas simplificadas, elaboração de um programa de computador para simulações mais realistas, execução das simulações, análise e síntese dos resultados em geral. Sugestões específicas para foguetes brasileiros são fornecidas, mas o procedimento da análise é geral e útil para outros veículos.

Este trabalho refere-se às considerações gerais sobre o cálculo numérico de trajetórias bidimensionais de um veículo lançador de satélites, multicorpo, em que quatro propulsores auxiliares (boosters), constituintes do primeiro estágio, são enfeixados em torno de um corpo central, o segundo estágio, cuja configuração é denominada "STRAP-ON". Os demais estágios, contituintes do corpo central, estão dispostos em tandem, como foguetes. São introduzidas transformações nas equações de movimento usuais a fim de possibilitar a inclusão de um tipo de perturbação caracterizada por desalinhamentos angulares e de assimetrias provenientes de imprecisões de fabricação e de montagens de conjuntos de cada corpo do primeiro estágio. Vantagens surgiram com essas transformações, pois permitem facilitar a maneira de se considerar o sistema de forças sobre cada propulsor bem como discutir problemas outros associados com a simulação de trajetórias com essa configuração. Foram considerados Terra plana e irrotacional, gravidade constante, e inclusão de termos devidos ao amortecimento do jato. O quatérnion foi utilizado para obtenção das coordenadas da atitude angular do veículo, com significante diminuição no tempo de computador. Um programa de computador foi escrito em FORTRAN, em que o sistema de equações diferenciais é integrado pelo método numérico devido a Runge-Kutta-Verner (RKV56) utilizado pela sub-rotina DVERK da IMSLib (International Mathematical and Statistical Library) e implementada no sistema Cyber 170/750 da Control Data Corporation. Resultados obtidos de simulações indicaram a significância da inclusão desses desalinhamentos e assimetrias no modelo do veículo na configuração "strap-on", particularmente para a determinação da capacidade do sistema de controle e para visar a um melhor desempenho do veículo quando for possível estimar a magnitude dessas anomalias.

Cada vez mais os métodos, técnicas e ferramentas de Engenharia de Software têm sido aplicados para criação, manutenção e adaptação de sistemas de software aeroespaciais. A técnica de orientação a objetos tem provido o reuso de componentes de software, reduzindo o esforço para desenvolver aplicações similares num domínio específico. Este trabalho de pesquisa propõe um Framework para a Simulação de Trajetórias de Foguetes de Sondagem. Este Framework define um modelo abstrato para a construção de simuladores de trajetórias. Um Estudo de Caso e um Protótipo de Simulador foram desenvolvidos para avaliar a reusabilidade do Framework proposto. O protótipo provê cálculos de movimento de um foguete com um, três e seis graus de liberdade. Neste trabalho, também é avaliado o esforço necessário de incorporação da arquitetura de simulação distribuída definida no padrão IEEE Std 1516 - High Level Architecture - HLA. Uma análise dos principais resultados desta pesquisa propicia uma verificação do Framework proposto, quanto a reutilização significativa de código para a construção de modelos de simuladores de trajetórias. Esta análise também propicia uma avaliação do padrão HLA para a criação de simulações distribuídas, visando uma melhor padronização, interação e reusabilidade dos sistemas.

As Máquinas do tipo Turbobombas são elementos chaves no desempenho de um Motor Foguete a Propelente Líquido - MFPL, no entanto o uso destes dispositivos é evitada em um grande numero de propulsores encontrados pelo mundo principalmente quando o fator custo se torna bastante relevante. Deste modo foram realizadas uma série de ensaios com materiais especiais com objetivo de diminuir a dependência de metais estrangeiros, elevar a eficiência do componente, diminuir seu custo final e viabilizar sua manufatura no Brasil. Foram feitos levantamentos bibliográficos a respeito dos materiais e processos mais indicados para a turbobomba hipotética em estudo, com uma visão bastante abrangente da maquina juntamente com o foco em processos e materiais encontrados no mercado nacional. Posteriormente o estudo foi focado no problema proposto, e então após um levantamento bibliográfico detalhado foram feitos experimentos com fim de embasar as decisões de projeto relativas a turbina. Primeiramente, foram escolhidas as ligas metálicas mais comuns neste tipo de aplicação, notadamente ligas baseadas em Níquel, e ligas mais exóticas com alta probabilidade de uso, neste caso baseadas em Nióbio. Após as escolhas das ligas adequadas foram realizados uma série de ensaios para determinar parâmetros relativos a dificuldade de usinagem destas ligas, juntamente com parâmetros relacionados com a capacidade de suportar ambientes oxidantes em altas temperaturas. Baseando-se nos dados bibliográficos recolhidos e fazendo um paralelo com os dados experimentais recolhidos e com dados da indústria nacional foi possível traçar recomendações quanto às decisões de projeto relativas aos materiais e processos de manufatura da turbina da turbobomba em estudo.

Este trabalho apresenta um metodo para estudar a viabilidadede sistemas propulsivos a propelentes liquidos em termos da capacidade de satelizacao do veiculo. Foram desenvolvidos modelos dedesempenho de motores de ciclo gerador de gas e propelentes LH2/LO2,de massas (metodo analitico-estatistico) de motores e estagios e de trajetoria subotima (metodo da parametrizacao da funcao de controle)de veiculos lancadores. Sao estudados a influencia da razao da mistura e pressao na camara de combustao do motor Vulcain na capacidade de satelizacao do Ariane 5P.

Atualmente no Brasil temos uma escassa experiencia em motores foguete a propelente liquido, devido a isto e conveniente o estabelecimento de modelos matematicos basicos, que possibilitem a compreensao, dimensionamento e motivacao para o desenvolvimento desses propulsores. A robustez operacional, a relativa simplicidade mecanica e a diversidade de uso, levou a considerarmos neste trabalho os sistemas propulsivos baseados nos motores foguete monopropelente e bipropelente liquidos pressurizados a gas. A partirdos principios de conservacao da massa, energia e quantidade de movimento foram desenvolvidos modelos matematicos, considerando-se exclusivamente a variacao temporal das variaveis envolvidas, dos seguintes elementos basicos dos sistemas propulsivos citados. * Reservatorios de propelente isobarico e nao isobarico, pressurizados a gas. * Tubulacoes e acessorios (valvulas, placa de orificio, placa injetora) * Camara de combustao ideal, tubular ideal e tubular com efeito do transporte de massa. * Bocal supersonico (tubeira) ideal. Convem ressaltar que as camaras de combustao com efeito do transporte de massa visam uma melhor aproximacao as camaras reais. Para cada modelo de sistema propulsivo foi dimensionado um sistema propulsivo. O motor foguete monopropelente baseia-se nos micropropulsores cataliticos a hidrazina de 100 N de empuxo projetados pelo INPE/IAE. Os motores bipropelentes dimensionados sao uma proposta viavel pra motores de bancada que desenvolvem 10000 N de empuxo e que utilizem com propelentes os pares etanol - oxigenio e querosene (RP-1) - oxigenio. Os sistemas propulsivos foram simulados numericamente utilizando-se o metodo Runge-Kutta de quarta ordem, para isto foram desenvolvidos programas computacionais utilizando-se a linguagem Pascal devido a principalmente ser esta uma linguagem didatica e de alto nivel. Os resultados dessas simulacoes sao apresentados na forma grafica, mas seguintes relacoes: - Empuxo X Tempo. - Vazao de Propelente X Tempo. - Pressao na Camara de Combustao X Tempo. - Raio da Gota de Propelente X Tempo. Estes resultados sao apresentados na forma de curvas com perfis caracteristicos desses sistemas propulsivos. Os modelos desenvolvidos e as tecnicas utilizadas mostraram-se muito eficientese robustas o suficiente para serem utilizadas como ferramentas de projeto de engenharia.