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.

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.

Neste trabalho são apresentados estudos acerca de defeitos tipo porosidade encontrados em grão propelente de motor foguete e sua possível influência no comportamento da queima deste motor. Discute alguns dos principais tipos de defeitos que podem ser encontrados e as inspeções e ensaios que são realizados para detectá-los e dimensioná-los. Também descreve alguns tipos e formas com que esses defeitos podem se apresentar e, com base em suas características geométricas, propõe uma classificação para análise e modelagem da evolução de queima. Finalmente, é feita uma avaliação do estado de tensão do grão propelente de um motor S-30, para situações de operação, quando o motor apresenta falhas, e os resultados são comparados com aqueles do motor íntegro. Este estudo pode ser generalizado para outros motores.

Motores foguetes a propelente sólido de um artefato militar (Sistema Balístico Ar Terra, SBAT 70mm) foram utilizados em estudo comparativo de envelhecimento natural e acelerado confinados, semi e abertos. Sendo que um deles, além do tempo (10 anos) em estocagem em paióis da FAB-Força Aérea Brasileira, ainda foi submetido a um programa de envelhecimento acelerado. Após este processo de envelhecimento artificial dos motores ter sido concluído, os foguetes do artefato foram desmontados sendo então retiradas amostras dos grãos propelentes sólidos compósitos as quais foram conduzidas para análises físico-químicas pela aplicação de técnicas de análise térmica, mais especificamente, termogravimetria (TGA) e calorimetria exploratória diferencial (DSC). Concomitantemente, amostras do grão propelente sólido não confinadas também foram submetidas a ciclos de envelhecimento artificial semelhante ao do motor. Estas amostras apresentaram mudanças nas propriedades térmicas semelhantes àquelas encontradas na literatura para as amostras não-confinadas. Essas mudanças, caracterizadas principalmente pelas propriedades energéticas, indicam que o compósito instalado no motor tem uma vida útil pré-determinada que leva em conta os parâmetros balísticos de projeto do motor correspondente, sendo a principal delas o desempenho em voo. Observou-se uma queda na variação de entalpia (?H) da fase exotérmica da curva DSC de amostras do grão o que indica possíveis alterações na performance do motor, especialmente um aumento do Erro Circular Provável (CEP), que é o principal parâmetro de qualificação do artefato impulsionado pelo motor estudado nesta pesquisa. Da mesma forma, houve uma queda do valor absoluto da energia de ativação (Ea) na decomposição térmica do material envelhecido. Ainda foram realizados ensaios de natureza mecânicas de formulação semelhante à utilizada no motor do SBAT, envelhecida artificialmente sob diferentes condições. Foram avaliadas as seguintes propriedades mecânicas: resistência máxima à tração, módulo elástico ou de Young, alongamento na região elástica, alongamento de ruptura e dureza. Verificou-se uma variação nas propriedades mecânicas com o incremento de temperatura e tempo de envelhecimento acelerado, o que indica um possível aumento na densidade de ligações cruzadas nas amostras estudadas. O processo de envelhecimento do grão é intrínseco às suas matérias primas e processamento de obtenção.

Os motores instalados nos foguetes desenvolvidos atualmente no Brasil utilizam o propelente sólido como o principal componente gerador de empuxo. Durante a fase de fabricação desses motores é utilizado um revestimento interno de material isolante térmico, a fim de proteger o invólucro do motor das altas temperaturas produzidas pelos gases gerados na combustão. A adesão entre o bloco de propelente sólido e o isolante térmico é realizada por uma fina camada aderente, denominada por "liner". Essa adesão deve assegurar que todo o conjunto se mantenha adequadamente unido durante as etapas de estocagem, transporte, montagem e lançamento. A utilização de motor com irregularidades de continuidade nessa adesão pode provocar a geração descontrolada de gases, sendo que essa situação tem potencial para causar a explosão do motor-foguete. No processo adotado pelo Instituto de Aeronáutica e Espaço, após a aplicação da aludida camada, um especialista realiza a tarefa de inspeção visual minuciosa em busca de áreas irregulares, na superfície da camada aderente, capazes de comprometer a adesão do propelente. Decorrente da natureza da mencionada tarefa, a adoção da visão computacional como recurso para auxiliar a inspeção de superfícies de camada aderente se mostrou favorável como contribuição para esse processo. Nesse contexto, este trabalho propõe a utilização de algoritmo baseado em visão computacional para auxiliar o especialista na detecção de áreas com superfícies irregulares. Estão previstos, basicamente, nesse algoritmo recursos para parametrização, tratamento de reflexos, e análises de intensidade de cor. A validação dos recursos do algoritmo foi obtida por meio de testes práticos executados em protótipo dedicado para esse fim. Os resultados positivos obtidos nos testes sugerem que o algoritmo, quando for integrado em arquitetura física afim, será capaz de auxiliar a tarefa de identificar áreas irregulares, na superfície da camada aderente, capazes de comprometer a adesão do propelente.

Um foguete é basicamente constituído de motores-foguete com a finalidade de fornecer energia por meio da combustão do propelente e impulsionar todo o conjunto, e de uma carga útil que pode ser desde um satélite de comunicações até experimentos biológicos. Internamente, o propelente é aderido ao metal ou isolante térmico por meio de um revestimento adesivo conhecido como liner. O liner é um adesivo ativado, especialmente desenvolvido para promover uma adesão adequada que garanta a integridade estrutural do grão propelente. Em sua composição, o liner possui um balanço específico de compostos que permitem a interdifusão de componentes entre as interfaces liner/propelente, de modo a promover uma ponte química entre o adesivo e o propelente. Para que o processo de interdifusão possa ocorrer é necessário que o liner não esteja completamente curado, pois um alto grau de cura interfere nesse processo, mas também não pode apresentar um grau de cura muito baixo, visto que a adição do propelente é feita na vertical e um baixo grau de cura ocasionará em um escoamento da camada adesiva. Um fator de grande importância nesse processo é o controle do tack, propriedade apresentada pelos adesivos de se aderirem ao substrato ou vice-versa imediatamente após serem postos em contato sobre uma leve pressão. O domínio desse fenômeno permite encontrar a faixa de adesão mais adequada na qual não o adesivo não escoe e que ainda seja quimicamente ativo. O tack pode ser mensurado em termos de força e energia por meio de ensaios de tração, e testes de adesão, permitindo encontrar a faixa adequada para efetuar a adição do propelente. Na presente tese de mestrado foram levantadas as curvas de tack e calculadas as energias. Testes de adesão mostraram que a faixa ideal de tack situa-se entre 120 e 180 minutos de cura do liner a 80 C, promovendo uma falha coesiva no propelente.

Com o desenvolvimento dos motores foguetes a propelentes sólidos, houve um consenso na comunidade propulsiva que as formulações de propelentes tipo compósito fossem imunes ao potencial elétrico gerado por carregamento eletrostático. A ocorrência de acidentes com motores foguetes a propelentes sólidos, durante fases de fabricação, manipulação e estocagem sem uma causa aparente levou a vários estudos por grupos independentes e a conclusões importantes para a segurança da formulação do propelente onde a hipótese de ignição acidental por descarga eletrostática foi a causa mais provável. Esta hipótese é atualmente um campo que está sendo desenvolvido e os estudos na área buscam como objetivo primordial minimizar os riscos de acidentes com motores de propelentes sólidos atribuídos ao fenômeno de descarga eletrostática. O propelente tipo compósito é heterogêneo, onde as partículas se dividem em partículas condutoras e não condutoras. Os diferentes tipos de "binder" influenciam diretamente nas características elétricas juntamente com as partículas condutoras. As partículas não condutoras têm efeito geométrico no espaçamento das partículas condutoras. De acordo com as características elétricas obtidas durante ensaios realizados, pode-se avaliar se a formulação é sensível à ignição acidental por descarga eletrostática. Devido aos métodos de fabricação (maceração circular por pás rotativas) e por não ser possível garantir exatamente o nível de carregamento, diâmetro médio e geometria (fator de forma) dos componentes sólidos, cada formulação necessita ser avaliada para saber qual o nível de sensibilidade à descarga eletrostática, e o risco de ocorrência de trincas ou ignição (sustentada ou não) no grão propelente sólido. O trabalho apresenta as principais metodologias que estão sendo pesquisadas e os resultados de ensaios elétricos e de descarga eletrostática realizados em amostras de estudo, visando tornar segura a formulação e conseqüentemente a fabricação, estocagem e manuseio de motores foguetes a propelente sólidos utilizados tanto em lançadores espaciais como em foguetes e mísseis balísticos.

Este trabalho apresenta a analise modal de uma estrutura composta por um motor foguete a propelente solido acoplado a um satelite por um cone de acoplamento. O envelope do motor e constituido por um vaso de pressao, com selante de borracha, bobinado com fibra de aramida e resina epoxi. Foi utilizada a concepcao isotensoidal para a determinacao da geometria de seus doisdomos de fechamento. A analise teorica, com a extracao dos modos e das frequencias naturais da estrutura, e realizada pelo metodo dos elementos finitos. Os resultados teoricos sao confrontados com os resultados da analise modal experimental da estrutura real, onde saocomentadas as consideracoes realizadas no modelamento teorico, assimcomo as possiveis fontes de erro nos resultados. No geral foi obtidauma boa correlacao entre os resultados experimentais e os teoricos. Utilizando-se os fatores de amortecimento obtidos experimentalmente e os resultados teoricos, foi possivel avaliar a influencia do propelente no comportamento da estrutura analisada. Na analise dos resultados sao ressaltadas as consequencias de suas baixas propriedades de rigidez e de seu elevado amortecimento, com relacao ao restante da estrutura.

Esta dissertação descreve estudo de guiamento de veículos espaciais que utilizam propulsão sólida, em especial o VLS, Veículo Lançador de Satélites. Os veículos espaciais que utilizam propulsão sólida não possuem controle do nível de empuxo, assim sua trajetória só pode ser controlada através da mudança de atitude. Seu guiamento é baseado na velocidade e posição instantâneas, na energia embarcada e na trajetória de forma a atender, com êxito, a condição requerida para a satelização. Neste processo, alguns dados são obtidos através de testes em bancos de ensaio, podendo apresentar dispersão ao serem comparados com os valores reais em vôo. Um dos mais importantes é o tempo de queima dos motores, motivador deste trabalho. Busca-se um algoritmo de guiamento insensível a dispersão no tempo de queima. Para que o algoritmo seja insensível a esta dispersão é necessário incluir além da condição de satelização, uma condição que leve o veículo a ter uma trajetória tangente à uma determinada superfície solução, definida por uma equação que relaciona as seguintes variáveis: VT , VR e R, velocidade tangencial, velocidade radial e raio, respectivamente. Assim, independente do momento do fim da queima do motor do terceiro estágio, o veículo já estará no plano solução desejado. O atendimento da condição de insensibilidade deve ocorrer de modo a não prejudicar o atendimento da condição de satelização. A validação deste algoritmo será realizada usando-se o ADAGA, que é um ambiente de desenvolvimento dos algoritmos de guiamento e apontamento.

O projeto do sistema de controle de um veículo lançador de satélites é feito baseado em um algoritmo que leva em conta, dentre outros parâmetros, a propulsão produzida pelo motor foguete e o consumo de massa de propelente, dadas na forma de três curvas, chamadas de nominal, superior e inferior. A partir destas curvas, têm-se então limites, dentre os quais a curva de empuxo e massa real devem permanecer. Atualmente, o algoritmo usa um perfil de empuxo constante e um perfil de massa que depende da taxa de consumo de massa. Pelo fato do algoritmo utilizar estes dados, eles não condizem com o perfil de empuxo e massa reais, pois durante a queima do propulsor a propelente sólido, estes dados podem variar consideravelmente. As simulações do algoritmo levam em conta o perfil nominal de empuxo e massa. O ideal é ter um perfil real igual à nominal, mas isso não acontece devido às variações ocorridas no motor foguete. Por isso se faz necessário uma boa estimativa para o perfil de empuxo e de massa de tal forma que ela se aproxime o máximo possível do perfil real. Este trabalho apresenta uma Estimativa Online para, durante o voo do veículo, estimar os valores para o perfil de empuxo e de massa mais próximos dos valores reais, obtendo assim um algoritmo com resultados mais condizentes com a realidade.