Um motor-foguete movido a propulsão química consiste basicamente de uma câmara cilíndrica na qual ocorre uma reação de combustão, gerando grandes quantidades de gases à altas temperaturas. Nestas condições, os gases ao serem expelidos através do bocal convergente-divergente, denominado tubeira, provocam propulsão do motor. A mistura do oxidante e do redutor utilizados como combustível pode ser líquida ou sólida, dando origem às tecnologias de motor-foguete à propulsão líquida ou motor-foguete a propulsão sólida, respectivamente . O propelente sólido é uma mistura heterogênea, estável, de espécies químicas oxidantes e redutoras. Os propelentes sólidos compósitos são constituídos basicamente por uma matriz polimérica (binder) contendo alta percentagem em massa de partículas sólidas, tais como oxidantes, aditivos metálicos, entre outros. Neste trabalho a modificação do binder constituiu-se na pesquisa de polióis alternativos produzidos na industria, de origem mineral e principalmente de origem vegetal como os polióis produzidos pela transformação do óleo de soja, de forma a oferecer um substituto ao poliol PBLH. O binder sintetizado foi constituído de um elastômero de poliuretano (PU), formado pela reação de policondensação entre um poliol e um diisocianato e para isso, foi utilizado o processo de pré-polímeros que consiste na reação do poliol com o isocianato estequiometricamente em excesso, sendo que isso foi feito em atmosfera sem umidade de N2 à temperatura de 60 C, sob agitação mecânica, produzindo uma estrutura com radicais isocianato (NCO). A adição de aditivos como o plastificante, ao pré-polímero sintetizado ocorreu quando se desejava alterar as propriedades mecânicas do PU final. Ao pré-polímero foi estendida a sua cadeia com um agente de cura sendo produzindo um PU com propriedades compatíveis ao PBLH. A identificação e caracterização do pré-polímero e PU obtidos foi realisada utilizando-se as técnicas Espectroscopia no Infravermelho Médio (FT-IR), Calorimetria Exploratória Diferencial (DSC), Análise Termogravimétrica (TGA), ASTM 5510-10 e Dureza.

Neste trabalho, foi investigado o comportamento da garganta da tubeira de um motor foguete líquido hipotético de 5 kN, dimensionada para operar com o emprego de materiais ablativos e metálicos. O foco do trabalho foi o emprego de tubeiras confeccionadas em grafite recoberto com filme de SiC pelo processo de deposição química na fase vapor (Chemical Vapor Deposition) com espessura da ordem de 20?m. No intuito de avaliar suas propriedades ablativas e microestruturais, as tubeiras foram expostas a um fluxo de calor de 0,75 MW/m2 gerado por uma tocha de plasma de arco não transferido operando em ar a pressão atmosférica. A tocha foi operada na faixa de potência variando de 30 a 40 kW com eficiência térmica em torno de 75% obtida para uma vazão de ar de 4 g/s. As propriedades ablativas das tubeiras de grafite com e sem recobrimento de SiC foram avaliadas pela determinação da percentagem de perda de massa em função do tempo de exposição ao jato de plasma. Para um tempo de exposição de 60 s, as tubeiras de grafite sem o recobrimento de SiC apresentaram uma percentagem de perda de massa de até 10% superiores comparadas as tubeiras revestidas, evidenciando um grande potencial de aplicação em câmaras de motores foguete a propelente líquido. As análises das características microestruturais e composição das superfícies tratadas, realizadas por MEV e DRX respectivamente, mostram um processo de oxidação intenso do filme de SiC, especificamente pela formação de uma camada de passivação de SiO2 na superfície das amostras. Esta camada de óxido é menos catalítica ou menos propensa a reações exotérmicas de recombinação com espécies atômicas geradas no jato de plasma que a do próprio SiC, conduzindo a um processo de oxidação passiva do SiC e consequentemente, inibindo o processo de erosão do recobrimento e da matriz.

Este trabalho utiliza a teoria Hoo de otimização para projetar um autopiloto robusto para um veículo lançador de satélites. No projeto considera-se a fase de vôo em baixa atmosfera, onde o veículo está sujeito às mais críticas variações paramétricas e perturbações do vôo. Este sistema, em particular, permite investigar as características de robustez do controlador Hoo a incertezas paramétricas na planta e a perturbações de diversos tipos. O projeto é realizado em três fases, aumentando-se progressivamente sua complexidade. Na primeira fase é considerado modelo rígido do foguete para um plano de manobra. Na segunda fase considera-se o modelo flexível para um plano de manobra. Na terceira fase o efetua-se o projeto definitivo, ou seja utiliza-se a estrutura multivariável do foguete, para manobras nos três eixos, incluindo os modos de flexão. Durante o projeto discute-se a seleção das funções para atingir os objetivos de projeto e o procedimento para se reescrever o sistema na forma geral. O desempenho do controlador Hoo é explicitado, comparando-o com um controlador PID. Investiga-se também a aplicação em tempo real, efetuando-se uma simulação híbrida com a versão discretizada do controlador Hoo contínuo. As características de robustez do controlador Hoo são da ilustradas consideramdo-se variações apreciáveis nos parâmetros da planta e inserindo-se perturbações realistas.

As vantagens do motor foguete híbrido, tais como segurança, controle do empuxo, baixo custo de investimento e simplicidade de construção, são amplamente conhecidas. No entanto, ineficiências de combustão e principalmente baixas taxas de regressão ainda representam grandes desvantagens no seu emprego como sistema de propulsão aeroespacial. Desta forma, uma série de testes de escala laboratorial deve ser feita com o objetivo de investigar maneiras de aumentar o desempenho e, assim, o custo-benefício, de maneira a permitir o amplo uso desta tecnologia. O objetivo deste trabalho foi investigar o aumento da taxa de regressão do combustível sólido, e da eficiência de combustão, decorrente do método rotacional de injeção de oxidante, no caso o oxigênio gasoso (GOX). Esta pesquisa teve início com o desenvolvimento de um protótipo de motor foguete com tecnologia híbrida, levando em consideração a decomposição térmica do combustível sólido empregado, simulações termoquímicas e o projeto geométrico do motor. Em seguida, numa parceria com a indústria, foram realizados ensaios de ponto fixo com o propósito de avaliar os parâmetros balísticos do motor sob diversas condições de operação e diferentes tipos de injetores de GOX. Um número de oito ensaios foi realizado com cada um dos três injetores. Os resultados de empuxo, pressão e taxa de regressão foram analisados. Conforme esperado através da análise da literatura, a utilização de injeção rotacional foi responsável pela modificação do padrão de queima, pela melhora da eficiência de combustão e por um aumento significativo na taxa de regressão.

O Programa Espacial Brasileiro conta com diversos projetos de Foguetes de Sondagem e com o projeto do Veículo Lançador de Satélite, VLS-1. O VLS-1 possui diversas redes elétricas, entre elas a Sub-rede Elétrica de Segurança, responsável pela terminação de vôo em caso de falha crítica. Neste trabalho é apresentado um procedimento para a quantificação da confiabilidade com alternativas para uso de dados de falha dificilmente encontrados na prática. É proposto, também, um procedimento geral para estimar a confiabilidade de um subsistema, a Sub-rede Elétrica de Segurança. O procedimento inova ao usar o diagrama de blocos funcional e a seqüência FTA-FMEA. Por sua generalidade o procedimento pode ser estendido aos demais subsistemas, e ao sistema. São apresentadas considerações a respeito do Sistema de Terminação de Vôo descrito na norma STD 319-92 do Range Commanders Council, RCC. As conclusões e alguns desdobramentos do trabalho são apresentados ao final.

Este trabalho propõe-se, a partir de uma série histórica de lançamentos de foguetes obtida em escala mundial, apresentar uma proposta de classificação para as diversas famílias de veículos espaciais e para a infraestrutura aeroespacial. O objetivo principal é sistematizar tais famílias de lançadores dentro dos diversos projetos de um programa aeroespacial visando, em cada categoria gerada, caracterizar um veículo lançador de projeto, a fim de viabilizar a implantação ou expansão da infraestrutura aeroespacial de um dado país. A classificação proposta foi obtida com a utilização de técnicas de Análise Multivariada, mais especificamente com a aplicação do método Hierárquico Aglomerativo. O método escolhido mostrou-se eficiente para a geração dos agrupamentos homogêneos e possibilitou a classificação dos foguetes em cinco categorias. Cada categoria foi caracterizada por faixas de variação dos parâmetros escolhidos, o que viabilizou a proposta de classificação dos centros de lançamentos, que também se deu em cinco categorias. A classificação proposta possibilita, também, a comparação entre os diversos programas espaciais, uma vez que as categorias estabelecidas são também hierarquizadas a partir do peso bruto de decolagem do foguete, sendo, portanto, um instrumento de apoio à tomada de decisão quanto à implantação ou à expansão da infraestrutura aeroespacial, na medida em que se conseguiu estabelecer um critério para a definição de um foguete de projeto.

Turbo-machinery design is clearly about making many decisions often under uncertainty and with multiple conflicting objectives. In this work, a computational tool has been developed to assist in the preliminary design optimization of supersonic turbines with application on turbopump rocket engines. It was proposed an evolutive approach based on genetic algorithm to automatize the process of selecting values, based on hands-on experience, for decision variables and fulfill simultaneously decisive compromises faced by the designer. At design point, exploring multiple optima solutions, the tool allows to fast estimate in a robust and accurate manner, performance, main dimensions, mass of rotor-wheel and the lower possible flow rate of the turbine. Out of this point, performance maps can be calculated varying rotational speed and pressure ratio. Because, it is involved by many objectives, a Pareto-optimum set is found. The search ends when the relation power-to-weight converges. The power-to-weight ratio characterizes a good option to relate performance and weight among distinct turbopump turbines. The empirical loss models adopted as well as the recommended values in the selection of decision variables were obtained in the Russian literature. To demonstrate the functionalities of tool, the single-stage of the Soviet RD109 rocket turbine was redesigned. The results were validated from those found in the engine';s atlas of construction and also, by a statistical method of calculation defined from an experimental study that estimates the maximum turbine efficiency.

Orientador : Prof. Dr. Carlos Henrique Marchi / Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do Paraná, Setor de Tecnologia, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica. Defesa: Curitiba, 27/09/2016 / Inclui referências : fls. 93-97 / Área de concentração: Fenômenos de transporte e mecânica dos sólidos / Resumo: A determinação precisa do fluxo de calor é uma importante tarefa tanto para o projeto quanto para o cálculo do desempenho de motores-foguete. No presente trabalho, o fluxo de calor na câmara de combustão de motores-foguete com geometria cilíndrica será calculado utilizando-se o método inverso. Nesse tipo de abordagem, o fluxo de calor variando no tempo é determinado a partir de dados experimentais de temperatura tomadas na parede externa do motor-foguete. O fenômeno físico foi modelado pela equação da condução de calor em coordenadas cilíndricas unidimensional em regime transiente. As propriedades físicas do material da câmara são consideradas constantes. O problema inverso é resolvido pelo método dos mínimos quadrados modificado pela adição do termo de regularização de Tikhonov de ordem zero. Os coeficientes de sensitividade foram obtidos pelo teorema de Duhamel, portanto a metodologia se aplica a problemas lineares. Mediante o uso do parâmetro de regularização, foi possível gerar bons resultados mesmo com dados contendo erros experimentais consideráveis. Os resultados obtidos com tal abordagem concordam satisfatoriamente com valores encontrados na literatura. Uma vez conhecidos o fluxo de calor e a temperatura da parede no lado interno, a temperatura de câmara foi calculada através de um processo iterativo. Os fluxos de calor teóricos de convecção e radiação são calculados por métodos disponíveis na literatura. A temperatura da câmara foi ajustada até que a soma dos fluxos de calor teóricos coincidissem com o fluxo obtido pelo método inverso. A temperatura na câmara calculada pelo procedimento iterativo forneceu erros de 4,66 e 13,69%. Pode-se verificar boa concordância entre a temperatura na câmara calculada e a temperatura experimental. Palavras-chave: Câmara de combustão. Regularização de Thikonov. Fluxo de calor. Problema inverso de condução de calor. Temperatura na câmara. / Abstract: Accurate determination of heat flux is an important task not only in designing but also in calculation of the performance of rocket engines. In this work, the heat flux in combustion chamber is calculated using inverse method. In this approach, the heat flux varying in time is determined from experimental data measured at the outer side wall of the rocket engine. The physical phenomenon was modeled by the transient one dimensional heat equation in cylindrical coordinates. The properties of the material of the chamber were considered constant. The inverse problem is solved by least squares modified by the addition of Tikhonov regularization term of zero order. The sensitivity coefficients were obtained by Duhamel's theorem, so the methodology is applicable to linear problems. By using the regularization parameter, it was possible to generate good results even using data with considerable experimental errors. The results obtained with this approach agree well with literature data. Once known the heat flux and the inside wall temperature, the chamber temperature was calculated using an iterative process. The theoretical radiation and convection heat flux are calculated by methods available in the literature. The temperature chamber was adjusted until the sum of the theoretical heat fluxes coincide with the heat flux obtained by the inverse method. The temperature calculated in the chamber presented errors of 4,66 and 13,69%. It can be verified good agreement between the calculated chamber temperature and experimental temperature. Keywords: Combustion chamber. Thikonov regularization. Heat flux. Inverse Heat Conduction Problem. Chamber temperature.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Fernanda Percia França (fernandafranca@bce.unb.br) on 2016-01-05T16:10:41Z No. of bitstreams: 1 2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5) / Approved for entry into archive by Patrícia Nunes da Silva(patricia@bce.unb.br) on 2016-01-07T15:44:02Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5) / Made available in DSpace on 2016-01-07T15:44:02Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5) / Os motores-foguetes líquidos modernos trabalham com diferentes tipos de combustíveis líquidos que fornecem simultaneamente energia e trabalho. Neste ultimo caso, o fluido de trabalho passa através de um bocal com o objetivo de gerar empuxo. A maioria dos motores modernos utilizam como combustível dois propelentes para criar o empuxo. Porem, um único par propelente não satisfaz todas as missões oferecidas por um foguete: algumas missões necessitam da possibilidade de mais carga útil ou um alcance maior. Assim, o melhor combustível e escolhido para cada situação, com base nas exigências especificas do foguete. Quando ha exigências diferentes e contraditórias, que não podem ser tratadas ao mesmo tempo, a escolha do par propelente e conduzida com base em decisões de conciliem as missões primordiais do foguete. Os dois índices básicos que determinam a qualidade do combustível são: a densidade especifica e o impulso especifico. Esses parâmetros influenciam na geração de energia e na massa do conjunto em todo o foguete. Hoje em dia, e necessário considerar também o aspecto ambiental e, por isso, entra como requisito o quanto o combustível pode causar danos não só ao meio ambiente como também aos seres humanos durante o manuseio. Nesse estudo, diferentes pares propelentes são testados para um mesmo modelo de motor, ou seja, com configuração predefinida, de modo que possam ser comparados. Os propelentes mais comuns foram examinados: oxidantes - tetróxido dinitrogênio, oxigênio liquido e AK27 (mistura que contem acido nítrico) e combustíveis - dimetil-hidrazina assimétrica (UDMH) e querosene. Cinco pares propulsores foram formados pela combinação dos componentes citados. Cálculos termogas-dinâmicos e perfis de câmara de combustão e do bocal expansor foram realizados para cada par propulsor. Com base na comparação das características de massa-energia dos pares propelentes formados, e possível avaliar qual e o combustível mais adequado de acordo com a missão. ______________________________________________________________________________________________ ABSTRACT / Modem liquid rocket engines operating with different kinds of fuel, which constitutes simultaneously an energy source and source of work. In this last case, the fluid working passes through the cut of a nozzle, producing thrust. Most modem engines use a twocomponent fuel. A single propellant pair does not satisfy all possible missions offered by a rocket. Thus, the best fuel for each situation is chosen based on its specific demands. When there are different and contradictory demands that cannot be addressed simultaneously, the choice of the fuel is conducted on the basis of compromise decisions.The two basic indexes which determine the quality of fuel are: the specific density and the specific impulse. These parameters largely influence the power and the mass descriptions of engine, as well as the whole rocket. Nowadays, environmental concerts are also so important aspects to be considered when it comes to the choice of the best fuel. In this study, different propellant pairs are applied to the same preset engine configuration, so that they can be compared. The most common propellants were examined: oxidants - nitrogen tetroxide, liquid oxygen and AK-27. The fuels analyzed were: the asymmetric dimethyl hydrazine and kerosene. Five propellants pairs were formed by combining the cited components. Thermogasdynamic calculations and combustion chamber’s profiles were made for each propellant pair. Based on the comparison of mass-energy characteristics of the propellant pairs formed, it is possible to evaluate which is the most appropriate fuel according to the mission.

Orientador : Prof. Dr. Luciano Kiyoshi Araki / Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do Paraná, Setor de Tecnologia, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica. Defesa: Curitiba, 04/03/2016 / Inclui referências : f.91-93 / Resumo: O presente trabalho aborda um estudo de diferentes funções de interpolação numérica para escoamentos com ou sem reações químicas, onde pode se incluir casos de descontinuidades (choques) para aplicação de motor foguete utilizando o método de volumes finitos, malha estruturada não uniforme de faces centradas, arranjo co-localizado de variáveis, solução segregada, acoplamento pressão-velocidade via SIMPLEC (Semi Implicit Linked Equations Consistent) e técnicas de verificação numérica. Neste trabalho, foca-se implementar no código Mach1D diferentes funções de interpolação considerando o evento do choque, portanto, tem-se como premissa a busca por esquemas numéricos que não apresentem oscilação numérica ou que tal característica seja mínima. Deste modo, optou-se como foco de estudo a família de funções de interpolação TVD (Total Variation Diminishing) que surgiram no escopo da dinâmica dos fluidos computacional como esquemas que de um modo geral, atendem o requisito proposto. Além da aplicação de diferentes funções de interpolação, busca-se utilizar estas funções em diferentes modelos físicos (e matemáticos) como: escoamento monoespécie com propriedades constantes, escoamento congelado e escoamento em equilíbrio químico local. De modo geral, dois problemas são propostos: Euler unidimensional sem descontinuidades e com descontinuidades. Para o primeiro problema mencionado sete diferentes esquemas de interpolação foram estudados: UDS (Upstream Differencing Scheme), CDS (Central Differencing Scheme), TVD Min-Mod, TVD Superbee, TVD Chakravarthy & Osher, TVD Smart e TVD Sweby. Além de diferentes esquemas numéricos, dois modelos físicos (e matemáticos) foram testados: escoamento congelado e escoamento em equilíbrio químico local. Por sua vez, para o segundo problema trabalha-se com quatro funções de interpolação, sendo três da família TVD. Em comum a ambos os problemas, utilizou-se como malha mais grossa 50 volumes e ordem de refino igual a 2 , atingindo como malha mais fina 12800 volumes. Em linhas gerais, obtiveram-se resultados satisfatórios em relação às funções de interpolação TVD, sobretudo, o TVD Smart e o TVD Min-Mod, em se tratando de modelos com reação química. Enquanto que ao se trabalhar com o advento do choque, o TVD Sweby se destaca por sua estabilidade. Palavras-chave: TVD. Propriedades constantes. Escoamento congelado. Escoamento em equilíbrio químico local. Motor-Foguete. Funções de interpolação. / Abstract: This paper reports a study of different numerical interpolation functions for reactive flow or not, which can include cases of discontinuities (shocks) to rocket engine application using the finite volume method, non - uniform structured mesh of center faces, co-localated arrangement of variables, segregated solution, coupling pressure-velocity via SIMPLEC (Semi Implicit Linked Equations Consistent) and numerical verification techniques. In this work, the focus is put on Mach 1D code different interpolation functions considering the shock of the event, so it has been premised on the search for numerical schemes that do not show numerical oscillation or that such a characteristic is minimal. Thus, it was chosen as the focus TVD schemes (Total Variation Diminishing) that arose within the scope of computational fluid dynamics as schemes in general, meet the proposed requirement. In addition to the application of different interpolation functions, seek to use these functions on different physical models (and mathematical): constant properties, frozen flow and flow in local chemical equilibrium. In general, two problems are proposed: unidimensional Euler without discontinuities and with discontinuities. For the first problem mentioned seven different interpolation schemes were studied: UDS (Upstream Differencing Scheme), CDS (Central Differencing Scheme), TVD Min-Mod, TVD Superbee, TVD Chakravarthy & Osher, TVD Smart and TVD Sweby. In addition to different numerical schemes, two physical (and mathematical) models were tested: frozen flow and local equilibrium flow. In turn, for the second problem was worked with four interpolation functions, three of them of the TVD family. In common to both problems, 50 volumes were used as the coarsest grid and a refining order equal to 2 (q = 2) , reaching 12800 volumes as the finest grid. In general terms, satisfactory results were obtained in relation to the TVD schemes, especially the TVD Smart and the TVD Min-Mod, when dealing with models with chemical reaction. While working with the advent of shock, TVD Sweby stands out for its stability. Keywords: TVD. Constant properties. Frozen flow. Local equilibrium flow. Rocket nozzle engines. Interpolation functions.