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.

Esse trabalho apresenta o anteprojeto de uma unidade automatica para auxiliar duas importantes fases no atual processo de fabricacao de propulsores para foguetes desenvolvidos no Brasil: uma fase de inspecao e a outra de ativacao do propelente solido em seu estagio final de fabricacao. Na fase de inspecao, busca-se detectar fissura e/ou trincas na superficie do propelente que possamcomprometer o funcionamento do propulsor. A meta da ativacao e retirar da superficie do propelente os excesso de resina e anti-aderente que sao depositados durante o processo de frabricacao,para que este nao prejudiquem a ignicao do propulsor. Na composicao desta unidade automatica, destacaram-se o modulo do robo e o modulo de visao; o do robo por sua configuracao dedicada a aplicacao e o devisao, pelo metodo empregado na comparacao de imagens. A este ultimomodulo e dada maior enfase neste trabalho, pois o funcionamento adequado da unidade automatica depende principalmente do sucesso de operacao desse modulo.

Um modelo teórico de investigação de instabilidade de combustão é apresentado onde o mecanismo de instabilidade é o atraso na resposta da taxa de queima à perturbação da pressão junto a superfície de queima devido ao gradiente de temperatura junto a superfície de queima e sua interação com o fluxo que deixa a tubeira. Perturbações na taxa de queima e perturbações na pressão são relacionadas num sistema de malha fechada. Flutuações na taxa de queima provocam flutuações na pressão através da função de transferência na câmara. Estas flutuações na pressão são realimentadoras de flutuações na taxa de queima através da função de transferência da combustão. Expressões são derivadas para as duas funções de transferência, resultando uma correlação entre a pressão crítica, para um dado propelente e o comprimento característico L*. Os resultados são comparados com dados experimentais obtidos no Jet Propulsion Laboratory.

Este trabalho é uma continuação à pesquisa e desenvolvimento de materiais para aplicação em turbinas a gás e câmaras de combustão do Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA). Diversas pesquisas já foram realizadas no DCTA permitindo desenvolver e caracterizar revestimentos, como forma de barreira térmica, para serem aplicados sobre componentes em superligas à base de níquel. Este trabalho tem como objetivo realizar a validação do banco de dados termodinâmicos do software ThermoCalc por meio da comparação de características microestruturais (como fases presentes, suas composições e quantidades) e ensaios experimentais, assim como inserir nessa plataforma dados complementares para que se possa empregar a termodinâmica computacional como ferramenta versátil, prática e de elevada confiança. Ressalta-se que as informações disponíveis nesses bancos darão subsídios para posterior seleção de revestimentos a serem utilizados na fabricação de turbinas de Motores-Foguete a Propelente Líquido (MFPL). Foram confeccionadas amostras contendo ZrO2-Nb2O5, Y2O3-Nb2O5, e ZrO2-Nb2O5-Y2O3. Realizou-se ensaios de massa específica e densidade, indentação, DTA e MEV, com os quais foi possível estabelecer a composição de 16% em mol de Y2O3 e 16% em mol de Nb2O5 como sendo as melhores concentrações de óxidos aditivos à zircônia, promovendo uma estabilização total da fase tetragonal à temperatura ambiente. A otimização dos binários ZrO2-Nb2O5 e Y2O3-Nb2O5 foi concluída, mostrando-se adequada e coerente com os resultados reportados na literatura. O trabalho é inovador e complexo, contudo, com o conhecimento adquirido até então, é possível realizar uma primeira seleção, com qualidade, dos materiais para revestimentos.

Nos últimos anos, a necessidade e a busca pela geração de energia de forma eficiente tem sido alvo de pesquisa de muitas universidades e empresas. Empresas vêem oportunidade de suprir a própria demanda e em alguns casos vender o excesso de energia. A empresa brasileira Vale Soluções em Energia (VSE) em parceria com o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) visando entrar nesse mercado de geração de energia desenvolveu um programa de mestrado focando o estudo de turbinas a gás. Este tipo de motor é bastante complexo, tanto no projeto como na operação, e para garantir que o mesmo opere conforme especificado pelo fabricante, testes precisam ser realizados em bancos de ensaios especialmente projetados. Os bancos de ensaio possuem instrumentos que permitem a leitura de parâmetros do motor que possibilitam a verificação de sua eficiência e o seu comportamento, tanto na fase de desenvolvimento ou após passar por manutenção, visando garantir o desempenho e a eficiência dos motores especificados pelo fabricante, em condições seguras de operação. No trabalho foi desenvolvido um estudo pormenorizado da instrumentação necessária para ensaios de turbinas a gás em banco de teste, definindo os tipos de testes e identificando intervalos de regime permanente nos sinais obtidos durante a realização dos mesmos. Para realizar a identificação foi desenvolvido um programa computacional em LabVIEW. Para a validação do algoritmo foi desenvolvido um segundo programa computacional que gera séries temporais, também desenvolvido em ambiente LabVIEW. Neste segundo programa foram geradas séries com intervalos em regime permanente pré definidos e esses intervalos foram comparados com os encontrados pelo programa de identificação de regime permanente.

A utilização de softwares computacionais para análises de engenharia é comum. A redução de custos de projeto e a hodierna facilidade de se conseguir computadores com razoável capacidade de cálculo são fatores que incentivam a pesquisa na área de simuladores. Os estudos na área de geração de energia necessitam de uma análise termodinâmica e cinética acurada, o que envolve também aspectos relacionados às limitações da representação numérica computacional. Nesta dissertação, faz-se uma apresentação do desenvolvimento de um software computacional com a finalidade de simular um reator de ordem zero, ou seja, desconsiderando as dimensões espaciais. Utilizando-se de dados de entrada termodinâmicos e cinéticos, o programa é capaz de apresentar resultados como variações de pressão, temperatura e a potência máxima associada ao processo de geração energética. Este seria um primeiro passo para um projeto de desenvolvimento de simuladores de motores-foguete, turbinas e geradores de energia de um, dois e três dimensões no espaço.

O objetivo deste trabalho foi utilizar injetores do tipo axial e "swirl" para avaliar os efeitos da injeção de oxigênio gasoso (GOX) sobre o empuxo e a pressão na câmara de combustão de um motor foguete híbrido experimental com grão combustível de polietileno e o pioneiro grão combustível de parafina esférica estruturada em poliuretano. Para tal, foram usinados injetores em aço inoxidável e construído um motor foguete híbrido experimental e sua bancada de ensaios, provida de dispositivos que permitiram registrar dados de empuxo, variação da massa de combustível e de oxidante e de pressão na câmara de combustão do motor foguete híbrido. Os ensaios foram realizados com pressões de injeção de GOX de 46, 52 e 58 Bar e com injetores do tipo axial, "screw", "swril" pequeno e "swirl" grande. O "swirl" grande proporcionou condições ideais para difusão do oxidante no meio reacional e o grão de parafina estruturada no poliuretano favoreceu a gaseificação deste combustível e ambos apresentaram os melhores resultados dos parâmetros balísticos.

Atualmente, normas regulamentadoras cada vez mais restritivas são impostas com o intuito de reduzir a poluição do ar, o que impulsionou a busca dos fabricantes de motores diesel por novas abordagens e soluções tecnológicas capazes de reduzir os níveis de emissões de seus produtos. Neste contexto, o desenvolvimento de um sistema de arrefecimento automotivo mais eficiente é benéfico na redução de emissões e na melhora da economia de combustível. Dentre os componentes que compõem o sistema de arrefecimento, a bomba de água contribui em grande parte para as perdas do sistema como um todo. Assim, o presente trabalho visa investigar o desempenho de uma bomba de arrefecimento automotivo utilizando uma ferramenta de Computational Fluid Dynamics (CFD). Um modelo CAD da bomba de água foi construído com todos os detalhes requeridos para a simulação confiável. O escoamento através da bomba foi numericamente simulado empregando a técnica de volumes-finitos para resolver as equações que modelam o escoamento para um referencial não-inercial. Geralmente, partes móveis geram problemas transitórios, no entanto, visto de um referencial rotativo o escoamento através das partes móveis pode ser simulado como em regime permanente. O sistema de equações discretizadas para a pressão e as componentes de velocidade foram resolvidas utilizando o algoritmo SIMPLE. Resultados numéricos e dados experimentais foram comparados para diferentes vazões volumétricas. Após a solução numérica, o pós-processamento foi utilizado para averiguar o escoamento através da bomba e os mecanismos que influenciam em seu desempenho. Os resultados sugerem que o escoamento através da bomba pode ser representado através da ferramenta CFD, possibilitando verificar qualitativamente e quantitativamente o comportamento do escoamento e os mecanismos que afetam o desempenho da bomba de arrefecimento.

The main aim of this work is to present the specification of an experimental firing test stand of liquid rocket engine (LRE), comprising the main design, the instrumentation of measurement system, the data acquisition system, the operating manual, as well as the methodology to perform laboratory work for determination of a LRE thrust characteristics in atmospheric conditions. Initially it is presented a theoretical basement of LRE in general and concerning the laboratory work. After that it is proposed a methodology for execution of laboratory work using resources of information technology, which will allow the automatic and remote functioning of the test stand, and it will give to the users the inputs necessaries to realization of tests and attainment of reliable results. The specification of the test stand is result of calculations implemented in MathCAD program in way of algorithms presented in appendix of this work. The control of mass flow rates of propellant by automatic pressure regulators and valves, as well as the data acquisition of test stand is carried out by Labview program in a NI PXI platform. The instrumentation of measurement system will make possible online measurements of temperatures, pressures, mass flow rates and thrust force related to the tests. It is presented also a preliminary analysis of type B uncertainties of test stand system, and a comparative analysis between designed LRE with similar rocket engine of a test stand in operation.

O injetor é considerado um dos principais componentes de um motor foguete a propelente líquido (MFPL), sendo o responsável pela atomização e qualidade da mistura dos propelentes na câmara de combustão de um MFPL. O presente trabalho tem por objetivo o desenvolvimento de uma metodologia de cálculo com a finalidade de se obter um modelo de injetor gás líqüido. Através de equações, obtêm-se os parâmetros principais do injetor, tais como: diâmetros dos orificios de entrada de propelente no injetor, coeficientes de perdas hidráulicas do propelente durante a passagem pelo injetor, números e comprimento dos canais de injeção, entre outros. Com análises em laboratório, conseguiu-se obter os principais parâmetros de desempenho do injetor tais como: distribuição de massa na câmara de combustão, vazão mássica e ângulo do cone de saída do fluido atomizado e, assim, analisar experimentalmente os resultados obtidos. Tendo como conclusão principal, que o modelo de injetor proposto nesta dissertação se encontra dentro do esperado, ou seja, o atomizador é eficiente para gerar um spray que atenda satisfatoriamente uma situação de combustão. Caso o leitor opte por trabalhar com injetores gás líqüido, este trabalho poderá ser utilizado como referência bibliográfica.