O estudo do comportamento dinâmico de um motor foguete a propelente líquido é de fundamental importância durante as fases preliminares do projeto. O presente trabalho está dividido em quatro partes. Na primeira parte faz-se uma análise do princípio de funcionamento do motor foguete e de seus principais subsistemas. Na segunda parte, faz-se uma análise da metodologia de sistemas físicos por meio de grafos de ligação. Na terceira parte, é feito um acoplamento das duas primeiras partes e se obtém os modelos matemáticos para os diversos subsistemas do motor foguete. No início da quarta parte é feita uma análise qualitativa do sistema de controle de empuxo do motor foguete e, finalmente são feitas simulações computacionais de um modelo de motor foguete simplificado.

O principal objetivo deste trabalho é apresentar a especificação de um banco de ensaios de um modelo de turbina axial a gás do motor foguete a propelente líquido RD-0109 russo, com suas principais especificações e características, instrumentação do sistema de medição, sistema de aquisição de dados, bem como o planejamento de ensaios. Para determinar as características de operação da turbina é necessário obter nos ensaios as medidas de rotação, torque, pressão de entrada e saída, vazão mássica e temperatura de entrada e saída. Os dados de medição nos ensaios da turbina serão utilizados para uma análise comparativa com os dados teóricos extraídos do cálculo dos parâmetros de desempenho da turbina a gás. Os ensaios no modelo da turbina axial a gás devem ser realizados utilizando o ar como fluido de trabalho, similar ao fluido-real, e isto se deve ao alto custo e à complexidade dos ensaios se utilizasse como fluido de trabalho o gás gerado pela combustão dos propelentes do motor. Neste caso é evitada a limitação devida a grande dificuldade em proceder-se medições precisas em altas temperaturas e pressões elevadas de entrada e saída.

The stability of a liquid rocket engine (LRE) has long been extensively studied in foreign space programs, mainly because the combustion chamber, by itself, is a source of unstable process. The next phase of the Brazilian space program requires a reliable engine to fulfill the mission goal. Thus, understanding and predicting the influence of self-oscillating process ia a necessity. The theoretical analysis of system stability, as wel as, the simulation of its operation requires the elaboration of the mathematical model to describe, approximately, the most important phenomena of an actual system. In the present work, the calculation of the model parameters is based on a gesidned LRE, which is able to be part of the second stage of the VLS-2. The combustion chamber, the injector head, he cooling jacket and the pipelines constitute a model that is simulated, and the influence of liquid compressibility effect, on its step and frequency responses, is considered. Afterwards, the stability of the system is analyzed using the Routh-Hurwitz criterion. Undoubtedly, the most interesting task in the study of system stabiblity is the definition of how a given parameter of the system influences on its stability. Here, the stated problem is solved by the construction of a region of stability, using three criteria, Mikhailov, Routh-Hurwitz and Hermite-Biehler, to find out the stability limits. The Hermite-Biehler (Interlacing) Theorem succeds in providing this region when more than one parameter is being analyzed. In the last chapter is introduced a new approach for the study of dynamic characteristics of system, the Kharitonov's Theorem, where a parameter is considered with uncertainties. For LRE this is very important, specially when it is treated in the combustion processes.

Este trabalho tem por objetivo a definição de uma metodologia para prédimensionamento e simulação numérica de operação de bombas centrífugas destinadas à aplicação em turbobombas de motores foguete a propelente líquido. São determinadas as dimensões dos principais elementos de uma bomba (dispositivo de entrada, indutor helicoidal, impelidor centrífugo, coletro em espiral e difusor cônico) a partir das características dos fluidos e das condições de operação da bomba no ponto de projeto. Um modelo de perdas, que leva em consideração as principais fontes de variação das condições ideais, é estabelecido. Um algoritmo, implementado em Mathcad, é utilizado para resolver o sistema de equações obtido. Definida a geometria da bomba, um novo algoritmo é definido para obter as perdas durante o funcionamento fora do ponto de projeto, com vistas à obtenção dos mapas de desempenho de bomba centrífuga. A validação do algoritmo é feita através do dimensionamento e da simulação numérica de uma turbobomba equivalente à utilizada no motor RD109, de fabricação russa, cujas dimensões principais e característica energética, no ponto de projeto, são conhecidas.

O presente trabalho tem o objetivo de desenvolver um programa para o controle e aquisição de dados do novo banco de testes de 50 à 100kgf de empuxo de um motor foguete a propelente líquido e prover meios para que o motor funcione de acordo com os parâmetros de projeto. O software LabVIEW foi escolhido para o desenvolvimento do programa devido a sua facilidade de utilização, sua fácil interface com o usuário e pelo fato do laboratório de propulsão líquida do IAE já utilizá-lo no controle e monitoramento do Banco de Testes BT02T . O controle e a aquisição de dados dos ensaios serão feitos automaticamente, e para que o programa atenda aos requisitos de operação do motor foi desenvolvido o sequenciamento de operações do banco de testes para garantir que os vários componentes do sistema operem de forma esperada através do estabelecimento da cronologia dos eventos e de forma segura.

Uma das grandes dificuldades para a determinação da hélice ideal para a aplicação no grupo moto propulsor em aeronave rádio controlada está associada ao seu desempenho. A escolha ideal do grupo moto propulsor, baseado em um motor responsável pela geração de potência de eixo e uma hélice que converte essa potência em força propulsiva, é de grande importância pois garante uma melhor qualidade de voo e menor consumo da fonte energética, que pode ser um combustível ou energia elétrica. As hélices são diferenciadas por suas características geométricas e aerodinâmicas definidas pelos seus respectivos fabricantes. As principais características geométricas são o diâmetro e o passo geométrico. A principal característica aerodinâmica é curvatura da pá, definida pelo formato aerodinâmico da seção transversal da pá. Este trabalho tem como objetivo principal a caracterização experimental de diversas hélices de diferentes fabricantes. Para tal trabalho foi desenvolvido um banco de hélices para obtenção dos principais parâmetros de desempenho de uma hélice, como força propulsiva e rotação. As hélices testadas possuem diâmetro de 13 polegadas com diferentes passos, sendo elas: APC (13x4, 13x6, 13x9, 13x10 e 13x11), Master Aircrew (13x5, 13x6 e 13x8), JCSuper (13x6) e Top Flite (13x6). Os resultados experimentais foram comparados com resultados obtidos através de modelagem numérica, utilizando a teoria de elemento de pá, e com alguns resultados experimentais e numéricos obtidos na literatura, a fim de validar os resultados numéricos. Os resultados experimentais mostram que hélices de dimensões equivalentes, de diferentes fabricantes, possuem desempenho propulsivo diferente.

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.

Calculando quinze motores (variando a pressão de câmara e a razão de expansão dos gases) e mais cinco geradores de gás (variando apenas a pressão de funcionamento), propulsionados a LOX e álcool, foi selecionado um motor compatível com o atual motor russo RD109 (LOX e querosene) com os dados numéricos gerados por um algoritmo de cálculo. Uma vez escolhida à pressão de câmara, foi possível dimensionar um motor de 75kN com um gerador de gás que alimenta uma turbo bomba com funcionamento de ciclo aberto. Neste trabalho, foi estudado um novo tipo de gerador de gás alimentado por injetores de célula única, com duas regiões de queima, com o objetivo de reduzir a formação de fuligem. Com o modelo proposto de gerador de gás foi realizado um estudo estrutural estático, para verificar a espessura mínima da parede da câmara geradora de gás.

Este trabalho se direciona na construção de um modelo detalhado de elementos finitos da Câmara de empuxo do motor L15 a propulsão líquida. O sistema estrutural compõe-se das seguintes partes: tubeira, suporte, garganta, cinta de resfriamento e câmara de combustão. A pré-análise, apresentada neste trabalho, ajuda a compreender e prever a influência das deformações e respectivas tensões, antes da construção de um protótipo para ensaio reduzindo esforços, custos e permitindo uma visão com boa margem de segurança sobre os resultados que serão obtidos com os testes práticos. A análise teórica da estabilidade de um sistema, assim como também, a simulação de sua operação, requer a elaboração de um modelo matemático para descrever, sempre com algum nível de aproximação, os fenômenos mais importantes do sistema real. No presente trabalho, esta modelagem é feita pelo "software" MSC. "Patran/Nastran V.2004" através da criação de modelos geométricos e a geração de malha com materiais diversos. É possível por meio do "software" utilizado, prever as tensões em áreas críticas, melhorar a qualidade dos resultados através do refinamento de malha. O método proporciona uma redução significativa no tempo e no esforço necessário para a realização da análise estrutural. Os resultados foram comparados com valores obtidos para tensão de escoamento e ruptura dos materiais, e margens de segurança foram determinadas.

O presente estudo contempla a análise de um modelo específico de cabeçote de injeção de propelente líquido para motor foguete e compara os dados provenientes do cálculo e as considerações empíricas com os testes de comprovação. Utilizando de base o cabeçote de injetores do MFPL L15, os testes permitirão qualificar os principais dados referentes a distribuição de injetores e a eficácia da mistura por conseqüência do arranjo escolhido para tal. Com um projeto que prevê uma distribuição garantindo, além da queima, líquido para a proteção da câmara de combustão, este trabalho analisa o efeito desta mistura em camadas adjacentes e sua participação no processo de combustão. Os testes que se sucederam permitiram a análise de todos os parâmetros requeridos para o estudo em questão, evidenciando também a possibilidades de considerações acerca da geometria empregada.