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.

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.

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.

Neste trabalho é desenvolvido um estudo analítico e computacional para obter as propriedades termoquímicas de motores- foguetes utilizando as propriedades termodinâmicas obtidas através da mecânica estatística. Sao utilizadas para determinar as propriedades termodinâmicas, assim como a composição química de equilíbrio, as equações da mecânica estatística, as constantes espectroscópicas das espécies químicas envolvidas e a técnica da minimização da função de Gibbs. Estes métodos são utilizados para analisar os processos de combustão em motores-foguetes a bi-propelentes líquidos para diferentes razões de massa oxidante / combustível. Os resultados obtidos, entre eles a temperatura adiabática de chama e as frações molares dos produtos de combustão, são comparados com os do NASA SP-273.

Esta dissertação apresenta um conjunto de equações que modelam a dinâmica dos seguintes elementos básicos de um motor-foguete a propelente líquido (MFPL): câmara de empuxo (cabeçote de injeção e câmara de combustão); linha de alimentação (duto de seção transversal circular ou geometricamente equivalente); constritor (orifício calibrado ou válvula); regulador (regulador de pressão ou regulador de empuxo) e turbobomba (bomba centrífuga e turbina de impulso com um estágio). A abordagem usada neste trabalho é adequada para estudar variações temporais durante a fase de operação normal do motor, isto é, excluindo-se as fases de partida e de corte do mesmo. Adicionalmente, podem ser investigados problemas relacionados a instabilidades de baixa freqüência no sistema hidropneumático, as quais podem degenerar a eficiência do motor ou causar danos ao mesmo. As equações finais, relativas a cada um dos elementos básicos, são implementadas como diagramas de blocos encapsulados usando-se o software Matlab-Simulink e, com eles, é criada uma biblioteca de blocos para aplicações específicas em MFPL. Tal recurso dá a possiblidade de se fazer simulações computacionais de diferentes configurações de motor através de simples modificações na interação entre os blocos, além de permitir se verificar os efeitos causados pela modificação de quaisquer parâmetros do motor. Para ilustrar algumas possíveis aplicações, são estudadas duas configurações distintas: um MFPL pressurizado por gás e um por bomba. Em ambos os casos, respostas a degrau e respostas em freqüência são determinadas e usadas para analisar os efeitos do tempo de preparação da mistura (necessário para injetar, pulverizar, misturar e evaporar os propelentes) sobre a pressão da câmara de combustão.

No presente trabalho foi estudada a influência do tipo e da quantidade de cargas nas propriedades mecânicas de elastômeros usados como isolantes térmicos em motores-foguetes. Foram selecionados seis tipos de cargas: sílica, caulim, talco, óxido de ferro, asbestos e negro de fumo. A quantidade de carga adicionada foi variada de acordo com a carga utilizada, quantidades estas que possibilitaram fácil processamento e confecção de corpos de prova. Os corpos de prova foram cortados conforme com as normas para medidas de dureza, resistências à tração e alongamento. Verificou-se que algumas cargas, como a sílica, o talco e o caulim não influenciam as propriedades mecânicas do Polibutadieno Hidroxilado. Estes tipos de cargas, não são considerados cargas reforçantes, mas são usados para baratear o custo do composto, pois não alteram as propriedades mecânicas do Polibutaieno Hidroxilado. Com relação aos Asbestos, Negro de Fumo e Óxido de Ferro, foi verificado que os mesmos melhoram a resistência à tração do Polibutadieno Hidroxilado sem alterar o alongamento do mesmo. Das três cargas, o Negro de Fumo é a mais utilizada nos "liners" à base de PBLH de motores-foguetes de pequeno, médio e grande porte, pois apresenta fácil processamento e melhores propriedades mecânicas. No caso de elastômeros sólido tipo NBR, só a sílica e o negro de fumo têm influência na propriedade mecânica deste polímero.

Nesta tese de mestrado é mostrado o desenvolvimento de um método de extração de plastificantes em polímeros usados nos motores foguetes a propelente sólido compósito, para aplicação na sua quantificação através da cromatografia gasosa. Uma metodologia para análise da migração de plastificantes em adesivos, borrachas e propelente usados nos motores foguetes foi desenvolvida avaliando-se os principais parâmetros de validação: sensibilidade, linearidade, faixa linear, exatidão, precisão e limite de detecção. O método foi aplicado para estudar a migração a 50 e 80C em corpos de prova contendo propelente aderido à borracha por meio de um adesivo conhecido como liner. A migração foi confirmada, atingindo todos os polímeros que compõem o motor-foguete. A migração, através de um novo adesivo foi avaliada, a 80C pelo método desenvolvido, onde corpos de prova contendo diferentes adesivos foram comparados. A partir dos resultados deste trabalho foi possível testar um método matemático capaz de simular a migração e calcular o coeficiente difusão.

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.

O objetivo deste trabalho é determinar perfis de temperatura ao longo da seção transversal da parede da tubeira de um motor-foguete a partir do conhecimento da distribuição de temperatura num ponto (ou estação) desta seção em função do tempo. Tanto a distribuição de temperatura como o fluxo de calor assim estabelecidos são mais próximos dos reais à medida em que o ponto de medição é escolhido mais próximo da parede quente. A principal vantagem deste método é evitar a utilização do coeficiente de transferência de calor por convecção calculando empiricamente através da fórmula de Bartz (1957). Os resultados obtidos podem ser aplicados na otimização de projetos de tubeira para motores-foguetes.

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.