Neste trabalho apresenta-se uma metodologia de cálculo com critérios estabelecidos para dimensionamento e projeto de um dispositivo yo-yo, sistema redutor de velocidade angular para foguetes. Dois dispositivos compatíveis com a família de propulsores S-40 e S-43 ( 1 m) são propostos, um aplicável ao veículo VLS-1 e outro ao VS-40 (SARA), além de uma descrição sumária dos respectivos ensaios de qualificação. Um método é desenvolvido, acompanhado de critérios estabelecidos, para a elaboração do envelope de atuação de um dispositivo yo-yo. Este método é aplicado aos dois casos referidos, onde é apresentado um ábaco para consulta com respeito aos limites operacionais dos projetos propostos. Uma análise de sensibilidade é apresentada em relação aos principais parâmetros envolvidos, que são o momento de inércia de rolamento e a velocidade angular inicial do corpo girante. Esta análise é sintetizada em outro ábaco para consulta, onde é demonstrada a parcela de influência de cada uma destas variáveis na velocidade angular final.

O Veículo Lançador de Satélites, desenvolvido atualmente no Brasil, necessita que suas partes sejam integradas em uma unidade especializada do centro de lançamento que é denominada Torre Móvel de Integração. Na estrutura dessa torre são instalados os seguintes equipamentos: ponte rolante, elevador, plataformas de trabalho (fixas e móveis), portas, truques para movimentação e outros equipamentos que auxiliam especialmente a execução das tarefas de integração, testes e lançamento desse veículo. O atendimento dos procedimentos previstos nessas tarefas expõe seus realizadores aos riscos inerentes do setor espacial, configurando uma situação na qual é estratégico para o aumento da segurança que cada um dos mencionados equipamentos seja submetido a um conjunto de testes operacionais, antes da sua efetiva utilização pelo sistema de controle principal da referida torre. Nesse contexto, este trabalho apresenta o modelo elaborado para representar uma proposta de algoritmo destinado ao autoteste dos sensores e atuadores utilizados pelos principais equipamentos previstos na torre de integração do aludido veículo, por meio das Redes de Petri. São realizadas simulações computacionais nesse modelo, com a meta de avaliar as propriedades de desempenho da Rede de Petri que estão relacionadas principalmente com a conservação, a vivacidade e os conflitos do tipo confusão e mortal. Os resultados positivos obtidos nessas simulações indicam que o algoritmo proposto será capaz de detectar não-conformidades durante a execução do autoteste nos equipamentos previstos na mencionada torre.

Este trabalho se propõe a apresentar um estudo sobre duas abordagens para a compensação das dispersões propulsivas de um lançador de satélites através do sistema de controle de atitude, mais especificamente para o Veículo Lançador de Satélites Brasileiro, VLS. Primeiramente, é proposto que se realize uma correção de atitude pela realimentação da diferença da velocidade aparente (não-gravitacional) na atitude de referência, gerando assim um ângulo de atitude em função da velocidade. A outra proposta de correção, diz respeito à criação de uma tabela da atitude pré-programada baseada na atitude de referência em função da velocidade aparente. Para a implementação destas técnicas, utilizou-se um software para simulações que cria vários cenários de voo para o VLS, o ADAGA. Este software está "habilitado" ao Estudo de Monte Carlo (EMC) para criar efeitos dispersivos observados durante um voo real, como dispersões no arrasto e na propulsão. Estas estratégias de controle objetivam tornar o foguete menos sensível às dispersões de empuxo e às influências da fase atmosférica, diminuindo as dispersões no decorrer da trajetória e nas dispersões da quantidade de acertos em órbita.

O Instituto de Aeronáutica e Espaço do Comando-Geral de Tecnologia Aeroespacial desenvolve foguetes de sondagem que transportam cargas úteis científicas e tecnológicas. Visando a segurança e o sucesso da operação de lançamento desses foguetes, diversos procedimentos são executados por operadores na fase pré-lançamento. Dentre eles, um operador atua em um painel de comando e monitoramento para testar e comutar o suprimento de energia elétrica das fontes externas para as baterias a bordo do foguete, antes de sua ignição. A função do operador consiste no chaveamento, leitura e verificação das tensões fornecidas pelas baterias a bordo. O monitoramento dessas tensões é de extrema importância, pois uma falha na detecção de possíveis defeitos nas baterias pode comprometer a segurança e o sucesso da missão. Caso um defeito seja detectado, o operador aciona uma sinalização de alarme que impede o lançamento. A conexão do painel é feita por um cabo umbilical que se estende da casamata até o foguete. A exposição do cabo umbilical dentro da casamata configura uma situação de perigo, pois acidentes que envolvam esse cabo podem causar danos nos sistemas elétricos do foguete. A extensão do cabo implica em atenuações das tensões fornecidas e exposição a ruídos de origem elétrica. O presente trabalho tem como objetivo eliminar a situação de perigo citada e reduzir falhas de monitoramento do operador. Desenvolveu-se uma unidade de aquisição e atuação que recebe comandos remotos de uma estação de trabalho já existente na configuração atual formando um sistema computacional. A utilização desse sistema substitui o painel de comando e monitoramento com vantagens, pois alivia a carga de trabalho do operador através da execução rápida e automática dos procedimentos efetuados nos testes pré-lançamento. A possibilidade de instalação da unidade de aquisição e atuação em local remoto promove confinamento do cabo umbilical, reduzindo as situações de perigo, a atenuação das tensões fornecidas e a exposição a ruídos. Este trabalho apresenta um hardware microcontrolado e interfaces associadas, bem como o estudo e a especificação de um protocolo de comunicação confiável para aplicação no sistema proposto. Serão apresentados os resultados obtidos com a implementação desse protótipo de testes.

Este trabalho apresenta um procedimento de ensaios visando a caracterização de um sensor inercial do tipo bloco girométrico através do seu modelo de erro. Para tanto, utiliza-se a linguagem de programação gráfica LabVIEWTM (Laboratory Virtual Instruments Engineering Workbench) e o simulador de movimentos CONTRAVESTM / ACUTROL 2000 (com três graus de liberdade). O desenvolvimento do trabalho tem por finalidade a automação do ambiente de teste, tendo-se em vista, a importância que este sensor inercial representa no contexto da engenharia aeroespacial, já que se constitui como um dos elementos fundamentais do sistema de controle de um míssil e de um veículo lançador. Espera-se, desta forma, obter um procedimento sistemático para realizar ensaios com sensores no intuito de montar um banco de dados com as principais características, objetivando selecionar o melhor sensor. Colocou-se como requisito a criação de um ambiente de ensaios preparado para receber qualquer tipo de sensor inercial visando atender os projetos atuais e futuros do Instituto e Aeronáutica e Espaço. Os resultados obtidos para o procedimento proposto são apresentados na forma gráfica e tabelas.

A presente Proposta da Dissertação de Mestrado apresenta a modelagem de sistemas de atuação de tubeiras através de Bond Graph, analisando os sistemas de controle de foguetes em relação a missão do VLS-1, a descrição do controle de cada estágio e movimentação das tubeiras. A modelagem dinâmica visa a simulação do comportamento do sistema. A modelagem dinâmica de sistemas físicos é realizada no aplicativo 20-SIM através de Bond Graph que descreve graficamente o domínio independente do comportamento dinâmico de sistemas físicos, ou seja, os sistemas dos domínios diferentes (elétrico, mecânico, hidráulico, acústico, termodinâmico, etc.) são descritos da mesma maneira, pois são baseados na troca da energia, resultando por tanto em equações e conceitos físicos análogos. A modelagem através de Bond Graph é uma ferramenta poderosa para modelar sistemas da engenharia, especialmente quando são envolvidos sistemas físicos diferentes. Além de trabalhar com sistemas físicos diferentes seus submodelos podem ser reutilizados para criação de novos modelos. Os ensaios de identificação dos dados foram realizados em bancada no Instituto de Aeronáutica e Espaço - IAE, localizado em São José dos Campos - SP.

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.

Este trabalho propõe uma nova abordagem para a análise dinâmica e projeto do Sistema de Controle do Veículo Lançador de Satélites (VLS). Esta nova abordagem, denominada Simulação Inversa permite obter as entradas de controle das tubeiras móveis do VLS de forma que o veículo siga uma pré-determinada trajetória. Atualmente os projetos são baseados em modelos teóricos e simulações diretas realizadas em computadores analógicos e digitais e por fim em uma simulação do tipo Hardware-in-the-Loop. A Simulação Inversa pode ser aplicada com o intuito de rastrear entradas responsáveis por comportamentos oscilatórios nas saídas temporais da Simulação Diretas. As dinâmicas não modeladas ou não consideradas podem ser apontadas na análise da Simulação Inversa visto que tais modelos podem ser implementados nas equações dinâmicas do veículo e em seguida colocados no processo de análise da simulação Inversa. A Simulação Inversa tem sido aplicada com frequência a veículos aeronáuticos e navais, mas nada ainda a respeito de aplicações em veículos lançadores ou de sondagem. Isso posto, esta nova abordagem aplicada às Equações do Movimento do VLS proporcionará uma nova ferramenta de análise no âmbito de Engenharia de Sistemas e de Sistemas de Controle, permitindo alterar características elétricas, mecânicas e aerodinâmicas do veículo.

O setor espacial vivencia uma série de mudanças, liderada por múltiplos agentes, em que as empresas privadas e públicas desempenham um importante papel. Esta pesquisa acadêmica foi motivada pelo entendimento dessas mudanças no cenário do setor espacial. Este trabalho apresenta a metodologia desenvolvida e aplicada para a construção de cenários futuros denominada de prospectiva estratégica. A finalidade dessa metodologia é auxiliar as organizações no seu alinhamento estratégico à luz dos futuros cenários possíveis e desejáveis. A aplicação dessa metodologia no setor espacial resultou no levantamento de 33 direcionadores mudanças por meio da análise PESTAL e na análise de tendências da tecnologia espacial de veículos lançadores e satélites, na seleção de oito direcionadores de alta incerteza e importância após uma pesquisa de opinião com especialistas, e na elaboração de cinco cenários para um horizonte de tempo de 20 anos. Selecionaram-se dois projetos do Programa Nacional de Atividades Espaciais (PNAE) para exemplificar o potencial da metodologia para auxiliar os decisores no processo de alinhamento das estratégias com os cenários consistentes e plausíveis

Circuitos eletrônicos operando no espaço ou em altitudes elevadas na atmosfera, como, por exemplo, em sistemas embarcados em satélites e aeronaves, sofrem o impacto de íons e outras partículas ionizantes que podem afetar o seu correto funcionamento. A execução de ensaios em solo para determinar o comportamento de componentes e circuitos submetidos a radiações ionizantes é de grande auxílio tanto no projeto quanto na qualificação dos circuitos do produto final. Para os componentes eletrônicos básicos fornece importantes subsídios para o projetista procurar medidas preventivas, que possam ser consideradas no projeto, seja no desenvolvimento de circuitos tolerantes ou na aplicação de técnicas de proteção e/ou mitigação dos efeitos da radiação ionizante, de maneira que o sistema possa funcionar correta ou satisfatoriamente, atendendo às especificações de desempenho e tolerância da missão. Este trabalho descreve o desenvolvimento de uma plataforma para ensaios de efeitos da radiação ionizante em memórias SRAM de tecnologia 130 nm de uso comercial (COTS - do inglês, Commercial Off-The-Shelf). A plataforma pode realizar tanto ensaios para efeitos de dose acumulada (TID - Total Ionizing Dose) quanto para efeitos de eventos singulares (SEE - Single Event Effects). Neste trabalho são realizados ensaios de retenção de dados (DRF - Data Retention Fault). A plataforma é composta pelo sistema de aquisição de dados e controle e pelo sistema de irradiação. O sistema de aquisição de dados e controle trabalha em conjunto com o sistema de irradiação para ensaios dos efeitos de dose acumulada ou com o sistema de irradiação para os ensaios dos efeitos isolados de partículas. O sistema de aquisição de dados e controle é dividido em hardware e software. O hardware é composto por uma placa mãe controlado por um FPGA e placa filha. O software controla as funções de aquisição e transferência de dados executados pelo FPGA. Nos ensaios de efeitos de dose acumulada são obtidos: o valor do limiar de dose na qual a memória começa a perder a sua capacidade de retenção e o valor da dose acumulada onde a memória não é capaz de armazenar nenhum dado com segurança. Nos ensaios de efeitos isolados de partículas é obtida a taxa de erros devida a eventos singulares (SEU) para nêutrons de alta energia e para nêutrons térmicos. O ensaio de efeitos de dose acumulada até 1 Mrad não produziu alterações no desempenho da memória e os ensaios para neutros rápidos e para nêutrons térmicos produziram taxas de SEU de 2,82*10-4 Upset/disp*h e 1,18*10-3 Upset/disp*h, respectivamente, que resultarem nas respectivas seções de choque de SEU da memória de 8,54*10-15e 6,24*10-15cm2/bit.