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.

Made available in DSpace on 2014-06-11T19:28:33Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2011-08-22Bitstream added on 2014-06-13T20:58:28Z : No. of bitstreams: 1 melo_hht_me_guara.pdf: 1759227 bytes, checksum: 3dfd437259b41c05e4944f9e56da28d5 (MD5) / Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior (CAPES) / A utilização de imagens digitais para extrair informações de objetos tem sido uma solução amplamente empregada em pesquisas científicas e em processos industriais. A contínua redução nos preços de equipamentos, a facilidade do uso de softwares e a simples integração com recursos de informática tem feito que muitos processos migrem para esta solução mais ágil, confiável e econômica. A indústria aeroespacial, que possui uma cadeia de produção não contínua e exige a avaliação de todos os seus componentes para obtenção de um nível de confiança elevado, encontra no emprego do processamento digital de imagens uma solução versátil e eficaz para análise das características de cada componente. Neste trabalho é apresentado um programa, desenvolvido em LabVIEW™, para medição dos sprays cônicos de jatos de injetores de motor foguete utilizando um sistema de processamento digital de imagens para sua análise. São apresentadas também as metodologias até então utilizadas para efetuar este tipo de medida. Os sprays dos jatos são desenvolvidos na saída do injetor, são exibidos visualmente durante o teste hidráulico a frio e tem influência direta no desempenho do motor foguete. A utilização desta nova ferramenta permitiu a realização desta medida de forma automática, com o fornecimento da incerteza de medição em níveis de confiança pré-estabelecido e mostrou-se ser mais exata e precisa que as metodologias anteriores / The usage of digital images to extract information from objects has been a solution widely used in scientific research and in industrial processes. The continued reduction in prices of equipment, the facility of software manipulation and the simple integration with computing resources has done many processes to migrate to this more flexible, reliable and economical solution. The aerospace industry, which has a chain of production that is not continuous and requires the evaluation of all its components to obtain a high confidence level, finds in the usage of digital image processing a versatile and effective solution for analysis of the characteristics of each component . This paper presents a program developed in LabVIEW™, to measure the rocket engine conic spray jet by using a digital image processing system for analysis. It is also presented the methodologies previously used to perform this type of measurement. The jet sprays are developed at the exit of the injector, are displayed visually during the cold hydraulic test and it has directly influences on the performance of the rocket engines. The usage of this new tool allowed us to make the measurement automatically with the supply of uncertainty together with a pre-established confidence level and it proved to be more accurate and precise than previous methodologies

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Ana Cristina Barbosa da Silva (annabds@hotmail.com) on 2015-01-26T14:50:56Z No. of bitstreams: 1 2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5) / Approved for entry into archive by Patrícia Nunes da Silva(patricia@bce.unb.br) on 2015-01-30T15:14:05Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5) / Made available in DSpace on 2015-01-30T15:14:05Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5) / O trabalho desenvolvido nesta dissertação diz respeito a um estudo experimental com a finalidade de desenvolver e aprimorar grãos de combustíveis sólidos para foguetes híbridos. A matriz combustível confeccionada neste trabalho é à base de parafina alternativa, derivada de uma cera natural que pode ser encontrada em abundância na região Nordeste do Brasil. Os objetivos principais foram: identificar, caracterizar e avaliar química e fisicamente a parafina alternativa e desenvolver métodos de confecção e ajuste no grão, não tóxico ou explosivo. Os resultados da adição desta cera à matriz sólida de parafina fóssil foram considerados satisfatórios do ponto estrutural e de desempenho, em regime de queima. Desta forma, pode se concluir que ocorreram importantes melhorias nas características gerais do combustível sólido, se comparado com aquele empregado anteriormente a esta pesquisa. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The work in this thesis is an experimental study in order to develop and improve grains of solid fuels to be used in hybrid rockets.. The matrix fuel confectioned in this work is from alternative paraffin, derived from a natural wax it can be found in abundance in northeastern Brazil. The main objectives were to identify, to characterize and to evaluate chemically and physically the alternative paraffin and to develop methods of preparation and adjustment in the grain, not toxic or explosive. The results of this addition to the solid wax matrix fossil paraffin were considered satisfactory and the structural point of performance, under burning. Thus, it can be concluded that there were significant improvements in the general characteristics of the solid fuel as compared with that previously used for this study.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Albânia Cézar de Melo (albania@bce.unb.br) on 2013-11-18T13:03:33Z No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2013-11-18T13:22:06Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / Made available in DSpace on 2013-11-18T13:22:06Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / O surgimento de novas demandas, decorrentes da modernização dos setores tecnológicos e do desenvolvimento aeroespacial no mundo, proporcionou a divisão dos foguetes em diversas classes, de acordo com sua aplicabilidade. Para os grandes foguetes e até mesmo os pequenos lançadores, satélites ou módulos espaciais, a necessidade de precisão de lançamento e a segurança dos sistemas têm sido os grandes desafios a serem vencidos. Para motores de baixo empuxo e alto impulso específico, a principal característica necessária é a capacidade de regular o empuxo em uma ampla gama de valores. Visando atender a este requisito o presente trabalho tem como objetivos gerais descrever um novo sistema propulsivo e apresentar os aspectos metodológicos necessários ao seu dimensionamento para uma dada missão espacial. Este sistema propulsivo tem como base o emprego de monopropelente pastoso. A missão pré-determinada necessita de: motor de 400 N de empuxo com a possibilidade de cinco ignições, empuxo do motor até 10 (dez) vezes o empuxo da câmara de combustão, 7,5 minutos de trabalho de queima e 50 minutos de operação do sistema propulsivo no ambiente espacial. O motor se mostrou qualificado para esta missão, além de poder ser utilizado em diversas outras missões sem necessitar de grandes modificações na sua configuração básica. Seus componentes são de fácil fabricação e têm a possibilidade de serem feitos no parque industrial brasileiro. As características do propelente mostraram-se muito vantajosas com relação os propelentes sólidos e líquidos, podendo ser facilmente utilizado como substituto dos mesmos em estágios superiores. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The rise of new demands resulting from the modernization of technological sectors and aerospace development in the world provided the division of rockets into several classes according to their applicability. For large rockets and even small launchers, satellites or space modules, the need for launch accuracy and safety systems have been the major challenges to be overcome. For low thrust and high specific impulse engines, the main feature required is the capacity to regulate thrust in a wide range of values. In order to satisfy this requirement, this work aims to describe a new propulsion system and present the methodological aspects necessary for their design for a particular space mission. This propulsion system is based on the use of paste-like monopropellant. The predetermined mission requires: 400 N engine thrust with the possibility of five ignitions, engine thrust up to ten (10) times the thrust of the combustion chamber, 7.5 minutes of burn time and 50 minutes of operation the propulsive system in space environment. The engine proved to be skilled for this mission, and can be used in several other missions without require extensive changes in its basic configuration. Components are easy to manufacture and have the possibility of being made in the Brazilian industry. The characteristics of the propellant showed great advantageous regarding solid and liquid propellants, thus being able to be easily used as a substitute of this proppelants in upper stages.

Orientador : Helder Anibal Hermini / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia Mecanica / Made available in DSpace on 2018-08-02T20:33:44Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Rosario_JoseJaetis_M.pdf: 10582277 bytes, checksum: b15feae8449d52d9959cf8fbe14ff85d (MD5) Previous issue date: 2002 / Resumo: Este trabalho tem como objetivo principal o desenvolvimento de um projeto funcional e a implantação através de uma plataforma em escala reduzida de um Sistema Automatizado para Inspeção de Motores de Foguetes utilizando Tomografia Computadorizada. A plataforma foi implementada com uma arquitetura de supervisão e controle num sistema didático e além de ter as mesmas características funcionais do sistema real, contém todos os elementos que possibilitem uma visão completa do sistema em estudo. Para que tal objetivo seja atingido, neste trabalho são apresentados de forma didática e estruturada, as ferramentas e elementos de automação utilizados, sendo ainda apresentado um exemplo de aplicação, utilizando-se a integração desses elementos. Esta metodologia está validada no Laboratório Integrado de Automação e Robótica, da UNICAMP, através da implementação de uma plataforma didática com diferentes elementos automatizados: Maquete em escala do Sistema de Inspeção, PLC' s, atuadores e sensores. Nesta plataforma diferentes modelos de aprendizado e validação são efetuados, e a mesma representa com boa margem de precisão os movimentos simulados de deslocamento do tomógrafo que deverão ser feitos na situação real para inspeção do corpo do foguete / Abstract: This work has as main objective the development of a functional project and the implantation through a platform in reduced scale of an Automated System for Inspection of Rocket Engine using Computerized Tomography. The implemented platform has the Same functional characteristics of the real system, it was implemented with a supervision architecture and control in a didactic system and it contains all the elements that make easy a complete vision of the system in analyses. In order to be reached such objective, in this work is presented in didactic and structured way, the tools and used automation elements, and an application example is presented using the integration of those elements. This methodology is validated in the Integrated Laboratory of Automation and Robotics, of UNICAMP, through the implementation of a didactic platform with different automated elements: Model in a reduced scale of the Inspection System, PLC's, actuators and sensors. Different learning models and validation are made in this platform, and it represents with good precision the movements that should be done in the real situation for inspection of the rocket engine / Mestrado / Mecanica dos Sólidos e Projeto Mecanico / Mestre em Engenharia Mecânica

Orientador: Fernando de Azevedo Silva / Banca: João Zangrandi Filho / Banca: Silvana Aparecida Barbosa / Resumo: A utilização de imagens digitais para extrair informações de objetos tem sido uma solução amplamente empregada em pesquisas científicas e em processos industriais. A contínua redução nos preços de equipamentos, a facilidade do uso de softwares e a simples integração com recursos de informática tem feito que muitos processos migrem para esta solução mais ágil, confiável e econômica. A indústria aeroespacial, que possui uma cadeia de produção não contínua e exige a avaliação de todos os seus componentes para obtenção de um nível de confiança elevado, encontra no emprego do processamento digital de imagens uma solução versátil e eficaz para análise das características de cada componente. Neste trabalho é apresentado um programa, desenvolvido em LabVIEW™, para medição dos sprays cônicos de jatos de injetores de motor foguete utilizando um sistema de processamento digital de imagens para sua análise. São apresentadas também as metodologias até então utilizadas para efetuar este tipo de medida. Os sprays dos jatos são desenvolvidos na saída do injetor, são exibidos visualmente durante o teste hidráulico a frio e tem influência direta no desempenho do motor foguete. A utilização desta nova ferramenta permitiu a realização desta medida de forma automática, com o fornecimento da incerteza de medição em níveis de confiança pré-estabelecido e mostrou-se ser mais exata e precisa que as metodologias anteriores / Abstract: The usage of digital images to extract information from objects has been a solution widely used in scientific research and in industrial processes. The continued reduction in prices of equipment, the facility of software manipulation and the simple integration with computing resources has done many processes to migrate to this more flexible, reliable and economical solution. The aerospace industry, which has a chain of production that is not continuous and requires the evaluation of all its components to obtain a high confidence level, finds in the usage of digital image processing a versatile and effective solution for analysis of the characteristics of each component . This paper presents a program developed in LabVIEW™, to measure the rocket engine conic spray jet by using a digital image processing system for analysis. It is also presented the methodologies previously used to perform this type of measurement. The jet sprays are developed at the exit of the injector, are displayed visually during the cold hydraulic test and it has directly influences on the performance of the rocket engines. The usage of this new tool allowed us to make the measurement automatically with the supply of uncertainty together with a pre-established confidence level and it proved to be more accurate and precise than previous methodologies / Mestre

Orientador: Antonio Jorge Abdalla / Coorientador: Marcelo dos Santos Pereira / Banca: Tomaz Manabu Hashimoto / Banca: Marcelino Pereira do Nascimento / Banca: Miguel Justino Ribeiro Barbosa / Banca: Dilermando Nagle Travessa / Resumo: Este trabalho tem como objetivo caracterizar mecanica e metalograficamente, juntas soldadas de chapas finas em aço Maraging 300, submetidas a até três reparos, usadas na fabricação de envelopes motores foguete a propelente sólido desenvolvidos no Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) em atendimento às necessidades de sua gama de lançadores. O envelope motor atua como elemento estrutural e também possui a função primária de suportar a pressão de trabalho durante a queima do propelente. Atualmente, o envelope motor é fabricado em aço 300M-ESR e o IAE tomou a decisão de substituí-lo pelo aço Maraging 300. Em função dos processos existentes no Instituto, neste trabalho utilizaram-se os processos de soldagem Plasma Arc Welding - PAW com a técnica keyhole e Gas Tungsten Arc Welding - GTAW, ambos em passe único, com metal de adição. Antes de serem submetidas aos ensaios, as juntas passaram por inspeção não destrutiva de acordo com os critérios da norma AWS D17.1. Os reparos foram feitos de forma manual e processo GTAW. Amostras da junta soldada e reparadas foram submetidas a ensaios de tração, dureza Vickers (HV) por microindentações, análises químicas, análises metalográficas e fractográficas. Corpos de prova dos cordões adjacentes aos reparos também foram avaliados. Os resultados mostram que após a solda e reparos e o tratamento térmico de solubilização e envelhecimento, a zona fundida e a região da linha de fusão da solda apresentam uma dureza abaixo das outras regiões afetadas termicamente. Para as condições da solda sem reparo e reparadas, o processo PAW apresentou um valor menor de dureza em todas estas regiões com relação ao processo GTAW. As análises da superfície dos corpos de prova soldados rompidos indicam o predomínio de um processo de ruptura iniciado próximo à linha de fusão da solda e que se propaga em direção ao interior do ... (Resumo completo, clicar acesso eletrônico abaixo) / Abstract: This work aims at mechanic and metallographic characterization of Maraging 300 welded joints sheets, submitted to up to three repairs, used for the fabrication of solid propellant rocket motors at the Institute of Aeronautics and Space - IAE as to comply with its range of launchers. The rocket motor is a structural part and also has the primary function of supporting the nominal pressure during the propellant burning. At present, the rocket motor is fabricated in 300M-ESR steel and IAE has decided to replace such a steel for the Maraging 300 one. Due to IAE's existing processes, Plasma Arc Welding - PAW with the keyhole technique and the Gas Tungsten Arc Welding - GTAW have been used, both single-pass welding with filler. Before they have been submitted to the tests, the joints went through non-destructive inspection according to AWS D17.1 Standard. Manual repairs and GTAW process have been made. Samples of the welded and repaired joints were submitted to tensile testing, Vickers hardness, chemical analysis, fractrographic and metallographic analysis. Body tests of the beads adjacent to the repairs have also been assessed. Results show that after welding, repairs and solubilization and aging heating treatment, the melted zone as well as the weld joins lines zone present hardness below other heat affected zones. As for the conditions of the non-repaired and repaired welds, the PAW process has demonstrated lower hardness values in all zones in what regards the GTAW process. The welded and fractured body tests surfaces analysis indicate the predominance of a fracture process started next to the weld joins lines which goes towards the bead interior. The nature of the fracture has shown the predominance of dimples. The GTAW welded body tests presented higher mechanical strength than that of the PAW process. Similarly, the PAW welded body tests obtained from the beads of the zones ... (Complete abstract click electronic access below) / Doutor