Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Instituto de Física, 2008. / Submitted by Raquel Viana (tempestade_b@hotmail.com) on 2009-11-09T16:53:27Z No. of bitstreams: 1 2008_BrunnoSilvaMoraes.pdf: 3743669 bytes, checksum: 1859c2085c92b3443772846a7e07337f (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2009-11-10T13:05:03Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2008_BrunnoSilvaMoraes.pdf: 3743669 bytes, checksum: 1859c2085c92b3443772846a7e07337f (MD5) / Made available in DSpace on 2009-11-10T13:05:03Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2008_BrunnoSilvaMoraes.pdf: 3743669 bytes, checksum: 1859c2085c92b3443772846a7e07337f (MD5) Previous issue date: 2008 / Este trabalho tem como objeto a dinâmica da aquisição de órbitas por satélites artificiais que foram equipados com propulsores a plasma do tipo Hall. Esses dispositivos são responsáveis pela transformação da energia elétrica utilizada na ionização do gás em energia cinética para a aceleração do plasma que provê empuxo ao satélite. Desde meados de 2002, o Laboratório de Plasmas do Instituto de Física da Universidade de Brasília desenvolve o protótipo derivado dos propulsores de deriva fechada - hoje chamados Stationary Plasma Thrusters (SPT) - que utiliza ímas permanentes para a geração dos campos magnéticos internos e o efeito hall para ejeção dos íons de propelente. A aplicabilidade desse propulsor em manobras de transferência de órbitas é numericamente investigada a partir de propostas de manobras orbitais com baixo empuxo. São realizadas simulações numéricas da transferência de satélites de pequeno, médio e grande porte de órbitas baixas (LEO) para órbita geossíncrona, da remoção orbital de satélites geoestacionários e da alteração de inclinação orbital visando à órbita equatorial. O trabalho visa a indicadores numéricos da viabilidade do uso do propulsor Hall com imãs permanentes em algumas aquisições orbitais. O projeto PHall é desenvolvido pelo LP-IFUnB em colaboração com o grupo de Automação e Controle da Engenharia Mecânica, com o Laboratório Associado de Plasma do INPE e com a FEG-UNESP. ________________________________________________________________________________________ ABSTRACT / This work aims at momentum for the acquisition of orbits of artificial satellites equipped with a Hall thruster. These devices are responsible for the transformation of the electricity used in the gas ionization in kinetic energy for the acceleration of the plasma that provides thrust to the satellite. Since mid-2002, the Plasma Laboratory of the Institute of Physics of the University of Brasilia develop the prototype derivative of the closed drift plasma thrusters - nowadays called Stationary Plasma Thrusters (SPT) - which uses permanent magnets for the generation of internal magnetic fields and the Hall effect for ion propellant ejection. The Hall thruster’s applicability in orbit transfer maneuvers is numerically investigated from proposals for orbital maneuvers with low thrust. There are performed numerical simulations of the transfer of satellites with small, medium and large size from low orbits (LEO) to geosinchronous orbit, de-orbit of geostationary satellites and changes of the orbital inclination seeking the equatorial orbit. The work aims to numerical indicators of the viability of the use of Hall thruster with permanent magnets in some orbital acquisitions. The PHall project is developed by LP-IFUnB in collaboration with the group of Automation and Control of Mechanical Engineering (UnB), with the Associate Laboratory of Plasma INPE and the FEG-UNESP.

Dissertação (Mestrado em Engenharia Mecânica) - Centro Universitário FEI, São Bernardo do Campo, 2016

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Instituto de Física, 2009. / Submitted by Raquel Viana (tempestade_b@hotmail.com) on 2010-03-22T20:05:27Z No. of bitstreams: 1 2009_GabrielaCunhaPossa.pdf: 1320756 bytes, checksum: 3df92e6a7fe87ee48d9a57c93af4760f (MD5) / Approved for entry into archive by Daniel Ribeiro(daniel@bce.unb.br) on 2010-04-06T20:46:30Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2009_GabrielaCunhaPossa.pdf: 1320756 bytes, checksum: 3df92e6a7fe87ee48d9a57c93af4760f (MD5) / Made available in DSpace on 2010-04-06T20:46:30Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2009_GabrielaCunhaPossa.pdf: 1320756 bytes, checksum: 3df92e6a7fe87ee48d9a57c93af4760f (MD5) Previous issue date: 2009-03 / O Laboratório de Plasmas do Instituto de Física da Universidade de Brasília (LP) vem trabalhando desde 2002 com o Projeto PHALL, que consiste no desenvolvimento e caracterização de um sistema de propulsão a plasma por efeito Hall, indicado para controle de atitude de satélites e missões espaciais de longa duração. O grande diferencial deste propulsor consiste na utilização de ímas permanentes para geração do campo magnético e confinamento dos elétrons para formação da corrente Hall, o que faz com que o consumo energético do propulsor seja reduzido, tornando-se mais promissor para a capacitação espacial. Um dos fenômenos que pode influenciar significativamente no desempenho de propulsores a plasma é a ocorrência de instabilidades. Neste trabalho analisamos as possíveis instabilidades que podem ocorrer no interior do canal de aceleração através de um desenvolvimento teórico e propomos a utilização de um sistema para detecção das mesmas a partir de uma sonda detectora de RF (rádio freqüência). _________________________________________________________________________________________ ABSTRACT / The Plasma Laboratory of UnB has been developing a Hall Thruster since 2002. The project consists on the construction and charactrerization of a plasma propulsion engine based on the Hall Effect. This thrusting system is designed to be used in satellite attitude control and long term space missions. A great advantage of this kind of thruster is the production of a steady state magnetic field by permanent magnets providing electral trapping and Hall Current generation within a significant decrease on the energy used and thus turning this thruster into a good option when it comes to space usage. One of the phenomena that may significantly interfere in the device’s performance is the occurrence of instabilities. In this work, we trated the theory of instabilities that can occur inside the Hall channel and, in order to better understand the oscillations that occur during the thruster’s operation we propose the use of a instability detection system based on a RF (radio frequency) detection probe.

Mestrado (dissertação)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Elétrica, 2013. / Submitted by Jaqueline Ferreira de Souza (jaquefs.braz@gmail.com) on 2013-09-26T12:08:39Z No. of bitstreams: 1 2013_AdrianaElysaAlimandroCorrea.pdf: 718887 bytes, checksum: fc3225adac9c889d435b301cb4034d0c (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2013-09-26T13:00:57Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_AdrianaElysaAlimandroCorrea.pdf: 718887 bytes, checksum: fc3225adac9c889d435b301cb4034d0c (MD5) / Made available in DSpace on 2013-09-26T13:00:57Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_AdrianaElysaAlimandroCorrea.pdf: 718887 bytes, checksum: fc3225adac9c889d435b301cb4034d0c (MD5) / Esta dissertação possui foco no problema de controle de guinada do terceiro estágio de um veículo lançador similar ao Cyclone-$4$, o mais novo integrante da família de lançadores ucranianos Cyclone. Imprecisões de manufatura e instalação do sistema de propulsão e de instrumentos de direção podem causar desalinhamento do vetor empuxo em relação ao eixo longitudinal do foguete, provocando assim um deslocamento no centro de massa e uma pequena variação no ângulo de guinada. Nesta dissertação é proposta uma nova abordagem de sintonização de um controlador do tipo proporcional derivativo para o ângulo de guinada do veículo lançador utilizando uma válvula servo eletro-hidráulica como atuador. Os ganhos desse controlador são determinados em duas etapas. Na primeira etapa são construídas regiões de estabilidade por meio do método de Decomposição-D. A partir delas são encontrados valores iniciais para os ganhos do controlador que, na segunda etapa, são otimizados por meio da minimização de uma função custo que envolve o erro do ângulo de guinada e de sua derivada usando o método simplex de Nelder-Mead. Na determinação dos ganhos do controlador, é levado em conta que o módulo do ângulo de deflexão mecânica do bocal não pode ultrapassar um valor máximo. Simulações computacionais atestam o desempenho do sistema de controle proposto. _______________________________________________________________________________________ ABSTRACT / This dissertation has focused on the yaw control problem of a launch vehicle third stage similar to Cyclone-4, the newest member of the family of Ukrainian launchers Cyclone. Inaccuracies manufacturing and installation of the propulsion system and steering instruments may cause misalignment of the thrust vector with respect to the longitudinal axis of the rocket, thus causing a shift in the center of mass and a small variation in the yaw angle. This master thesis proposes a new approach to tuning a proportional derivative controller for the yaw angle of the launch vehicle using an electro-hydraulic servo valve as actuator. The gains of this controller are determined in two stages. In the first stage stability regions are constructed by the method of Decomposition-D. From these areas, initial values to the controller gains are found. In the second stage these initial values are optimized by minimizing a cost function that involves the error of yaw angle and its derivative using the simplex method of Nelder-Mead. In determining the controller gains, it is taken into account that the magnitude of nozzle gimbal angle can not exceed a maximum value. Computer simulations attest to the performance of the proposed control system.

In the last decade the hybrid propulsion has been considering as a viable alternative of chemical energy conversion stored in propellants into kinetic energy. This energy is applied in propulsive systems of manned platforms, maneuvering procedures and even in the repositioning process of micro satellites. It presents attractive features and good balance between performance and environmental impact. Paraffin based grains are the hybrid solid fuels appointed as polymeric fuel substitute. The liquid layer formed on the burning surface ensures high regression rate when driven into the flame front. Paraffin grains allow raw material recovery and reduce the risk of explosion in the presence of erosive burning. The structure of the grain and the control of the liquefying burning surface layer depend on the additives concentration, such as carbon black, which are added to the fuel matrix during the production process. In the solid propellant paraffin based grain a cylindrical center port developed during the centrifugation tends to concentrate carbon black in the outer region of the grain. The influence of carbon black distribution and hardness gradient in paraffin based grain were evaluated in this work. Despite being a well-known material, scarce data on the relation of activation energy (Ea) of paraffin is available. In this work, the kinetic parameters (activation energy and pre-exponential factor) of microcrystalline 140/1450F paraffin have been raised through Thermo Gravimetric Analysis in conjunction with the Arrhenius kinetic mechanism, according to ASTM-E1461. The analysis indicated that the microcrystalline 140/1450F paraffin presents activation energy of 242 kJ.mol-1 and pre-exponential factor from 1.42x1020 min-1 to 2.90x1025 min-1. Ignition was achieved with a 50 W pyrotechnic igniter. Firing tests with 140/1450F paraffin as solid fuel and gaseous oxygen (GOX) as oxidizer were carry on at pressure above 3.8 MPa. The study suggests that multiple thin layers grain may generate burning surfaces with hardness and carbon black concentration almost constant. In this work combustion instability presented by rocket engine was calculated applying the frequency and boundary layer delay time relationship as proposed by Karabeyoglu. The frequency instability up to was evaluated using LabVIEW data acquisition system. In hybrid propulsion the carbon black has been playing a key role in the gas production process on the burning surface, the contribution of carbon black in the combustion instability suppression of hybrid propulsion system with paraffin-based propellant was evaluated. The results confirm the potential use of paraffin base propellant grains loaded with carbon black charge in hybrid propulsion. Paraffin propellants grains doped with carbon black (CB - from 2% to 8%) were burned on the rocket engine test workbench in the Aeronautical Engineering Laboratory / ITA. In the hybrid combustion performance evaluation based on conventional methods approach, it was applied graphical means to visualize the flow path results. Through the flow profile adjustment it was identified a global regression rates values near the practical grain consumption. The model represented graphically the relationships between oxidizer mass flow rate from with injection pressure from and it is recommended as a tool to help the hybrid propulsion performance assessment.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Guimaraes Jacqueline (jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2015-10-20T11:14:10Z No. of bitstreams: 1 2013_PedroLuizKaledDaCas.pdf: 3773465 bytes, checksum: 8c9187aae8c8220ec6024c3ff15d8230 (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2015-10-20T11:18:54Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_PedroLuizKaledDaCas.pdf: 3773465 bytes, checksum: 8c9187aae8c8220ec6024c3ff15d8230 (MD5) / Made available in DSpace on 2015-10-20T11:18:54Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_PedroLuizKaledDaCas.pdf: 3773465 bytes, checksum: 8c9187aae8c8220ec6024c3ff15d8230 (MD5) / The First chapter of this work provides a preliminary overview of the proposed activities outlining the motivations, objectives and proposed methodology to achieve the settled goals. The second chapter of this work analyses the markets for a microsatellite launcher and estimates the possible market share attainable by a Brazilian launcher in the category proposed. The third chapter presents the optimization technique employed and the various technological alternatives considered comparing then both qualitative and quantitative. The MDO algorithm is presented and detailed in this chapter. The forth chapter of this work proposes 7 optimization cases contemplating the most engineering and economically wise design alternatives. In the same chapter the 7 optimized designs are compared and a resulting solution is obtained. The resulting solution is then optimized again addressing design problem encountered during the optimization of the earlier 7 cases. The fifth chapter proposes a conclusion for the work and outlines future initiatives for continued work on the design of the microsatellite launcher.

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.

Os motores foguete a propelente híbrido com combustíveis baseados em parafina podem ser uma tecnologia revolucionária no campo da propulsão aeroespacial. A elevada taxa de regressão da parafina elimina a desvantagem da necessidade de grãos combustível complexos. Esses motores, longe de apenas uma promessa, já foram testados com sucesso em voos tripulados. No futuro, podem ser competitivos em aplicações de turismo espacial e como boosters para veículos lançadores pesados. O uso da parafina é uma grande oportunidade não só em motor foguete. O emprego desse material em ramjets a combustível sólido tem sido tema de investigação por pesquisadores e empresas que já produzem motores foguetes a propelente híbrido. A possibilidade de usar a parafina com eficiência elevada e baixo custo em ramjets e motores foguete estimula sua aplicação em ciclos combinados desses motores, que buscam aproveitar o máximo das vantagens de cada modelo propulsivo em seus envelopes de melhor desempenho. O sucesso da aplicação de ciclos combinados, em particular tendo a parafina como combustível, pode revolucionar em termos de custo o acesso ao espaço e também o cruzeiro atmosférico de elevada velocidade. Para isso, entretanto, cuidadosas investigações experimentais ainda devem responder como se comportam motores foguete e ramjets com propelentes baseados em parafina em ciclos propulsivos combinados. Dentro desse contexto, o presente trabalho apresenta o projeto, a construção e a realização ensaios em uma bancada laboratorial com um motor de variado emprego. A bancada desenvolvida permite o estudo de fenômenos relacionados ao desempenho do motor com queima de parafina em modo motor foguete, em modo ramjet a combustível sólido e, também, em ciclo combinado. De fato, os testes realizados com o motor e a bancada forneceram dados que permitiram o sucessivo ajuste do motor para funcionamento de acordo com as especificações de projeto para o funcionamento com gás oxigênio. Dentre outros parâmetros, dados de empuxo específico e de taxa de regressão da parafina foram levantados. Os resultados mostraram desempenho próximo ao estimado na fase de projeto. A ignição e o funcionamento com ar continuam sendo um desafio que deve ser endereçado em trabalhos futuros por meio do uso de injetores pressure swirl, por meio de aditivos ao grão propelente, pela avaliação do uso de outros tipos de ignitores e, também, através de injeção simultânea de ar com oxigênio.

The purpose of this work is to develop a preliminary Rotor Burst analysis with focus on system's location. The work addresses design precautions to minimize the hazards to the airplane in the event of uncontained engine rotor failures. Advisory Circular (AC) 20-128A is used as guideline since it is considered an acceptable means of compliance with requirement FAR/JAR/RBHA 25.903(d)(1). The dissertation is applied to a 30-seat commercial regional jet aircraft developed in the context of the EMBRAER Engineering Specialization Program (PEE).

O presente trabalho está voltado ao estudo e desenvolvimento de catodos óxidos destinados à geração de elétrons primários e neutralizadores para o protótipo de um propulsor iônico (PION-II), ora em desenvolvimento pelo Laboratório Associado de Plasmas do Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais. Esse protótipo está dimensionado para produzir 1mN de empuxo com um consumo máximo de potência de 50W, utilizando argônio ou xenônio com propelente. Tal propulsor poderá ser utilizado na descarga elétrica ou no controle de atitude e órbita dos satélites da Missão Completa Espacial Brasileira (MECB). Os catodos foram confeccionados empregando-se substrato de níquel recoberto por um filme de carbonatos de bário, estrôncio e cálcio. Para a transformação dos carbonatos em óxidos e a posterior emissão termoeletrônica, foi utilizado o aquecimento indireto do catodo. O catodo e o anodo foram dispostos concentricamente de forma a produzir um fluxo convergente de elétrons para o anodo. O desenvolvimento dos catodos óxidos compreendeu, então, o estudo da composição estequiométrica da suspensão de carbonatos, a forma de aplicação do filme sobre o substrato, a otimização do sistema de aquecimento indireto do catodo e os processos de ativação e reativação. As propriedades físico-químicas do filme foram obtidas através de ensaios de emissão termoeletrônica, análises da composição e micrografia do filme.