Esse trabalho apresenta o anteprojeto de uma unidade automatica para auxiliar duas importantes fases no atual processo de fabricacao de propulsores para foguetes desenvolvidos no Brasil: uma fase de inspecao e a outra de ativacao do propelente solido em seu estagio final de fabricacao. Na fase de inspecao, busca-se detectar fissura e/ou trincas na superficie do propelente que possamcomprometer o funcionamento do propulsor. A meta da ativacao e retirar da superficie do propelente os excesso de resina e anti-aderente que sao depositados durante o processo de frabricacao,para que este nao prejudiquem a ignicao do propulsor. Na composicao desta unidade automatica, destacaram-se o modulo do robo e o modulo de visao; o do robo por sua configuracao dedicada a aplicacao e o devisao, pelo metodo empregado na comparacao de imagens. A este ultimomodulo e dada maior enfase neste trabalho, pois o funcionamento adequado da unidade automatica depende principalmente do sucesso de operacao desse modulo.

O objetivo deste trabalho foi utilizar injetores do tipo axial e "swirl" para avaliar os efeitos da injeção de oxigênio gasoso (GOX) sobre o empuxo e a pressão na câmara de combustão de um motor foguete híbrido experimental com grão combustível de polietileno e o pioneiro grão combustível de parafina esférica estruturada em poliuretano. Para tal, foram usinados injetores em aço inoxidável e construído um motor foguete híbrido experimental e sua bancada de ensaios, provida de dispositivos que permitiram registrar dados de empuxo, variação da massa de combustível e de oxidante e de pressão na câmara de combustão do motor foguete híbrido. Os ensaios foram realizados com pressões de injeção de GOX de 46, 52 e 58 Bar e com injetores do tipo axial, "screw", "swril" pequeno e "swirl" grande. O "swirl" grande proporcionou condições ideais para difusão do oxidante no meio reacional e o grão de parafina estruturada no poliuretano favoreceu a gaseificação deste combustível e ambos apresentaram os melhores resultados dos parâmetros balísticos.

Este trabalho tem como principal objetivo propor uma estratégia de absorção da tecnologia de Propulsores à Propelente Líquido (PPL) pelo Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), outros institutos de pesquisa e a indústria brasileira. A fonte desta tecnologia é a colaboração com a Rússia. Para proposição da estratégia citada, primeiramente a transferência de tecnologia é definida como a transferência de capacidades tecnológicas; em seguida, são identificados modelos vigentes na indústria "não espacial", para: a) cooperação, b) seqüenciamento das etapas de absorção de capacidades tecnológicas e, c) um conjunto de variáveis condicionantes desta transferência. Os modelos originais são discutidos e alterados, novos modelos - adaptados às peculiaridades da transferência da tecnologia de PPL entre Rússia e Brasil - são propostos. Por fim, a aplicação dos novos modelos é demonstrada; são discutidas as contribuições e; apresentadas as conclusões.

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.

O injetor tem uma função importante introduzindo os propelentes no interior da câmara de combustão, fazendo com que os líquidos sejam divididos em pequenas gotículas (atomização), distribuindo e misturando o oxidante e o combustível na proporção correta e nas condições adequadas, para produzir um eficiente e estável processo de combustão. O presente trabalho teve três objetivos: ensaiar um injetor centrífugo a bipropelente líquido criogênico utilizando etanol como combustível e oxigênio líquido como oxidante, em uma pequena câmara de combustão, visando atingir 10 bar de pressão de combustão, determinando sua velocidade característica; Testar um ignitor ressonante externo a câmara de combustão, abaixo da tubeira; e apresentar um novo projeto de cabeçote injetor para a continuação do estudo da combustão. O ignitor ressonante foi posicionado do lado externo da câmara de combustão. Seu bocal de saída de chama foi direcionado para a garganta da tubeira 36 em relação a horizontal, nesta configuração o ignitor ressonante iniciou a combustão no interior da câmara mostrando-se adequado para os experimentos. Três ensaios de combustão foram efetuados apresentando alguma instabilidade de combustão, porém não prejudicou a condução dos experimentos. O ensaio 01 alcançou a pressão de combustão de 10 bar, porém não foi mantida. A pressão de combustão média na faixa de tempo escolhida foi de 7,6 bar, alcançando a velocidade característica máxima de 945,2 m/s. A baixa velocidade característica observada nos ensaios indica que a combustão do etanol não foi completa. Após os ensaios com combustão, o elemento injetor 01 foi retirado do cabeçote, apresentando-se em perfeitas condições sem queima erosiva. O novo cabeçote projetado teve sua concepção baseada em todas as considerações e requisitos elencados. Todos os componentes do cabeçote Quatrele foram modelados em CAD CATIA V5 apresentando menor massa estrutural e maior volume para o oxigênio líquido, em comparação ao cabeçote 03 e elemento injetor 01.

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.

Os materiais energéticos compósitos têm tempo de vida útil dependente de vários fatores que podem reduzir esta estimativa, tais como temperatura, umidade, e a proximidade de outros produtos químicos. Em função de estes materiais serem utilizados como principal matéria prima para a fabricação de propelentes e explosivos, há uma necessidade de conhecer os processos de decomposição destes explosivos e as principais causas que podem influenciar na segurança, no manuseio e na estocagem por longos períodos sem perder as propriedades, as quais foram desenvolvidas. Com o desenvolvimento e fabricação de explosivos e propelentes pela Divisão de Sistemas de Defesa - ASD torna-se evidente a utilização de metodologias que possam ser utilizadas para validar a vida útil destes artefatos bélicos para a segurança do pessoal e das instalações. Neste trabalho foram utilizadas análises térmicas de Calorimetria Exploratória Diferencial, Termogravimetria, análise de estabilidade química a vácuo, e testes de descarga eletrostática para verificar as condições do explosivo após a maceração e cura, comparando com os testes realizados após o envelhecimento acelerado, conforme os parâmetros cinéticos obtidos pela técnica de DSC e pelos métodos de Ozawa e método de Kissinger. A energia de ativação apresentou um valor aproximado de 200 KJmol-1, com desvio patrão de 1 % para ambos os lotes, após um período de 12 e 7 anos de envelhecimento natural a 25 C e mais 25 semanas de envelhecimento acelerado a 60 C.

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.

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.

A cinética de decomposição térmica de propelentes sólidos formulados com perclorato de amônio, polibutadieno hidroxilado e alumínio (PA/HTPB/Al), catalisados com óxido de ferro em nano e microescala foi estudada por técnicas de análises térmicas. Os parâmetros de cinética de Arrhenius foram obtidas pelo método Flynn -Wall e Ozawa. Os métodos cinéticos de Kissinger e Starink também foram utilizados para a obtenção do valor da energia de ativação para fins de comparação. Para este propósito, amostras de propelentes contendo óxido de ferro (nano e microescala) foram formuladas. O efeito dos catalisadores sobre a taxa de queima de propelente, a sensibilidade à iniciação e o efeito do catalisador de queima na reação de polimerização do aglutinante (binder) foram avaliados. Técnicas de microscopia eletrônica de varredura e microscopia eletrônica de transmissão foram utilizadas para avaliar a morfologia e a microestrutura do óxido de ferro. Ensaios de queima em banco de provas foram realizados com motores foguetes, a fim de conhecer os parâmetros de propulsão. Com relação ao estudo para avaliação da influência do HTPB em formulações de propelente compósito, o principal objetivo foi avaliar as propriedades de propelentes compósitos formulados com duas classes de Polibutadieno Hidroxilado (HTPB), devido a diferença entre as especificações da resina HTPB Liquiflex P para utilização em programas espaciais, e a resina HTPB R-45HTLO, empregada atualmente pelas empresas da Área de Defesa (foguetes e mísseis). Outra motivação para este trabalho foi devido à indisponibilidade permanente de resinas Liquiflex P no mercado brasileiro. De maneira resumida foi realizado um estudo onde foram comparadas diversas propriedades entre as resinas de maneira isolada, dos binders e dos propelentes também formulados com estas resinas. Para caracterização das resinas, binders e propelentes foram utilizadas as técnicas de FTIR, análises químicas via úmida, cromatografia líquida, propriedades físicas, reológicas e análises térmicas. Para determinação dos parâmetros de propulsão das formulações de propelente foram realizados ensaios de queima em banco. Os principais resultados obtidos neste trabalho demonstraram que o óxido de ferro em nano escala aumenta sensivelmente a taxa de queima, quando comparada ao óxido de ferro micro escala e apresentou um expoente balístico "n" em torno de 0,3, que é um valor mais adequado para projeto de motor foguete. Os parâmetros cinéticos obtidos por várias metodologias apresentaram diferença entre os métodos. Em relação a influência do HTPB, os resultados demonstram que a resina HTPB R-45HTLO pode ser usada em programas espaciais, desde que sejam realizados ajustes na formulação para melhoria das propriedades mecânicas.