Os propulsores iônicos são dispositivos que tem encontrado um vasto e crescente campo de utilização com relação às aplicações espaciais, tais como o descarregamento elétrico e o controle de atitude e órbita de satélites geoestacionários ou mesmo de estações interplanetárias, pois, estes propulsores apresentam valores elevados de impulso específico e reduzidos valores no consumo de potência e de propelente. O crescente interese demostrado nos últimos anos por parte de toda a comunidade atuante no campo espacial, levou o Brasil a desenvolver tais propulsores iônicos através do Laboratório Associado de Plasma (LAP) do Instituto Nacional de Pesquisa Espaciais (INPE). O desenvolvimento destes propulsores foi iniciado em 1985 por meio da montagem e testes preliminares de desempenho de um primeiro protótipi por impacto eletrônico (PION-I) operando com argônio como propelente. Os bons resultados obtidos com este primeiro protótipo, propiciaram, então, a construção de uma câmara de vácuo eleborada exclusivamente para o desenvolvimento de propulsões iônicos pelo LAP. Neste trabalho será descrito o modelamento conceitual da fonte de íons para um novo protótipo de propulsor iônico por impacto eletrônico em gases nobres. Este novo protótipo (PION-II) foi dimensionado de forma a produzir um empuxo de 1 mN com um consumo de potência da ordem de 50 W, empregando um feixe de íons com seção transversal de 5 cm e utilizando-se, para tal, argônio ou xenônio como propelentes. Estas especificações permitirão que este propulsor iônico possa ser utilizado no controle de atitude dos satélites ora em desenvolvimento pela Missão Espacial Completa Brasileira (MECB). O modelamento desta fonte de íons foi realizado por meio da abordagem dos aspectos envolvendo a produção de um feixe de íons e os efeitos de carga espacial sobre este feixe, a produção de plasma e a geração de elétrons primários e neutralizadores. Para tal, foram utilizados tanto modelos analíticos específicos como códigos numéricos. Dentre os códigos numéricos empregados, alguns foram especialmente elaborados (por exemplo os códigos denominados por MAGFRAME e CONFMAG) ou adaptados para este trabalho (por exemplo o sódigo SLAC posteriormente denominado por IGUN). Somente com relação ao efeito de formação do anodo virtual, foi empregado o código numérico PDP1-1 já desenvolvido anteriormente para esta finalidade. Com relação à produção e propagação do feixe de íons, foi possível a identificação do efeito de anodo virtual como responsável pelos reduzidos valores da corrente iônica observados com o PION-I. Para o PION-II foi possível, então, o estabelecimento das condições geométricas e eletrostáticas para o sistema de eletrodos de tal forma a ser produzido um feixe de íons com pequeno ângulo de divergência. No aspecto relativo à produção de plasma, foram estabelecidos os parâmetros operacionais para a câmara de ionização do PION-UU de tal forma a haver a geração de um plasma denso mas com reduzido consumo de potência e de propelente. Tal condição foi conseguida estudando-se diversas configurações de ímãs permanentes até ser encontrada uma que propiciasse um elevado tempo de confinamento dos elétrons primários. Com isso, foi constatado que uma configuração com cúspides em anel correspondia às espectativas. O estudo das propriedades de emissão termiônica por catodos recobertos com uma camada de óxido composto por bário e estrôncio permitiram sugerir a utilização deste dispositivo para a produção dos elétrons primários na câmara de ionização do PION-II. Com relação à produção dos elétrons neutralizadores do feixe iônico, foram estudadas e estabelecidas as características de um catodo ôco. Ambos os catodos foram dimensionados com o compromisso de haver um reduzido consumo de potência e de propelente. Sempre que possível, os prognósticos teóricos foram confrontados com resultados experimentais provenientes tanto do primeiro protótipo de propulsor iônico PION-I, quanto de trabalhos correlatos desenvolvidos em instituições internacionais idôneas.

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.

O veículo hipersônico aeroespacial 14-X B, desenvolvido pelo Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu do Instituto de Estudos Avançados (IEAv), é um demonstrador tecnológico da propulsão hipersônica aspirada que faz parte do esforço do Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA) para promover a exploração espacial. O veículo 14-X B incorpora como sistema de propulsão um motor de combustão supersônica aspirada (scramjet) e a tecnologia waverider para a aerodinâmica e controle do veículo. Neste trabalho de mestrado foram determinadas as propriedades termodinâmicas e o número de Mach do escoamento ao longo das superfícies internas do motor scramjet, no extradorso e na carenagem do veículo, para condições de ângulos de ataque positivos e negativos, considerando as operações de power-on e power-off do motor. Os cálculos foram feitos via três abordagens teórico-analíticas, considerando diferentes modelos termodinâmicos do ar e os efeitos viscosos do escoamento. As condições de operação estudadas foram avaliadas através dos parâmetros de desempenho da seção de compressão do motor, os valores de arrasto das superfícies do veículo e o empuxo instalado do motor. Com a variação do ângulo de ataque, a estrutura das ondas de choque sobre a seção de compressão foi alterada mostrando derramamento do escoamento de ar para ângulos de -2.5, 2.5 e 5.5. Para o modelo de gás em equilíbrio e para o modelo considerando os efeitos viscosos, a condição de ângulo de ataque 2.5 mostrou condição de choque on-corner da onda de choque refletida na carenagem. Na operação de power-on do motor, o processo de adição de calor, usando a teoria de Rayleigh adaptada para considerar ar em equilíbrio termodinâmico, apresentou menores pressões e temperaturas do escoamento do que as calculadas pelo método de temperatura total para gás termicamente perfeito. O arrasto das superfícies do veículo foi maior para condições de ângulo de ataque positivo e o empuxo instalado do motor foi maior para operação de ângulo de ataque nulo (ponto de projeto) em todas as abordagens.

Neste trabalho é pesquisada a aplicação de um controlador adaptativo auto-ajustável multivariável à instalação propulsora de um navio com motor Diesel e hélice de passo variável. Os sistemas convencionais de controle de propulsão marítima são projetados deterministicamente e, geralmente, baseados na condição nominal de operação da embarcação, definida pelo seu deslocamento de projeto, estado de mar e de casco. Entretanto, o navio raramente opera na sua condição nominal, já que o seu deslocamento não é sempre o mesmo e continuamente ocorrem variações no estado do casco e do mar. Adicionalmente deve-se mencionar o efeito de perturbações estocásticas como vento, ondas e corrente que atuam sobre o navio. Estas considerações sugerem que o controlador de uma instalação propulsora deva ser adaptativo, isto é , que os seus ganhos se ajustem às alterações que ocorrem no sistema ou no meio ambiente. A teoria do controlador adaptativo auto-ajustável empregada neste trabalho é desenvolvida para sistemas multivariáveis lineares estocásticos, descritos por uma equação vetorial de diferenças com coeficientes desconhecidos. A lei de controle é obtida a partir da minimização de um índice de desempenho onde são ponderados os vetores de saída, de referência e de controle. A aplicação do controlador auto-ajustável exige a estimação de parâmetros do modelo. Neste trabalho é utilizado o modo implícito, que estima diretamente os parâmetros do controlador, através do método dos mínimos quadrados recursivo. Para adequar a aplicação da teoria a um sistema não linear, que é o caso da instalação propulsora, é introduzido no algorítimo de estimação de parâmetros um fator de esquecimento variável para alterar a velocidade de convergência dos parâmetros.O desempenho do controlador auto-ajustável é verificado através de uma série de testes de simulação, envolvendo manobras de regulação e de traqueamento. Com estes testes é analisada também a influência da matriz do ruído, do tempo de processamento do controlador, da matriz de ponderação do vetor de controle, da condição inicial da matriz de parâmetros, do intervalo de amostragem e da condição de operação do sistema sobre o desempenho do controlador. Os resultados de cada manobra são comparados com os obtidos com um controlador convencional projetado especificamente para o navio considerado, constatando-se o bom desempenho do controlador auto-ajustável. / This work is concerned with the application of multivariable self-tuning controllers to diesel engine propulsion plant with variable pitch propeller. Conventional control systems for marine propulsion plants are designed employing deterministic criteria based on the ship\'s operating condition, which is defined by the design displacement, sea state and hull roughness. However, only seldom if ever will the ship find itself operating in such nominal condition since her displacement is not always the same and the sea state and hull roughness vary continuously with time. In addition one should take into consideration the effect on the ship of stochastic factors such as winds, waves and sea currents. The preceding considerations suggest that the controller for a marine propulsion plant should be capable of adjusting itself to varying operating conditions. In other words, it should be capable of tuning its gains according to alterations occurring within the system or imposed by the environment. The theory of self-tuning controller employed in this work has been developed for stochastic multivariable linear systems describe by a linear vector difference equation with unknown parameters. The control law is obtained by the minimization of one performance index in which are weighted the output, reference and control vectors. The application of the self-tuning controller requires the estimation of the model parameters. In this work the implicit way is used wich directly estimates the parameters of the controller by means of the recursive minimum least-square algorithm. In order to apply the theory to non-linear systems such as propulsion plants, a variable forgetting factor is introduced in the estimation algorithm to change the convergence speed of the parameters. The performance of the self-tuning controller is assessed by means of several simulations tests involving regulating and tracking maneuvers.The tests also assess the influence on the controller performance of such factors as the noise matrix, controller process time, initial condition of parameters matrix, sampling time and operating condition of the system. The results of each maneuver are compared with those obtained by a conventional controller specifically designed for the ship under consideration and it was verified that the self-tuning controller has a good performance.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2018. / Este trabalho apresenta uma metodologia quer permite realizar o projeto básico (preliminar) de um míssil tático. Especificamente, o projeto aborda mísseis táticos cujo sistema propulsivo é baseado em estatorreatores a combustível sólido. A parafina sólida tem-se mostrado uma alternativa importante para motores foguete a propelentes híbridos. Os parâmetros relevantes da equação da taxa de regressão da parafina em motores a propelente híbridos foram determinados com diversos tipos de oxidante. Inúmeros estudos indicam que a parafina tem se mostrado um combustível de alto desempenho para motores foguete. Não se tem notícia, contudo, do estudo da parafina como combustível para estatorreatores. Desta forma, neste trabalho, construiu-se uma bancada experimental para avaliar combustíveis sólidos operando com ar viciado (oxidante). Um conjunto de ensaios permitiu definir uma equação para a taxas de regressão da parafina operando com ar viciado que simula um míssil operando a 10000 m de altitude a velocidade de Mach 2,5. Com base nesta equação, projetou-se um míssil da classe ar-ar cujo sistema propulsivo é baseado em estatorretaor a combustível sólido com parafina. Os resultados indicaram que a metodologia proposta permite definir as dimensões preliminares de um míssil tático, propulsado por um estatorreator com combustível totalmente a base de parafina sólida. / This work presents a methodology, which allows conducting preliminary design of tactical missiles. Specifically, the research addresses tactical missiles whose propulsive system was based on solid fuel ramjet. Solid paraffin has been one important alternative for hybrid rocket engines. The relevant parameters of the solid-fuel regression rate had been determined for a diversity of oxidizers. Many studies show that paraffin gives good engine performance in hybrid rocket engines. A literature survey indicated an absence of work on paraffin as an alternative fuel for ramjets. In this work, a test bench was constructed in order to evaluate solid fuels combustion with vitiated air (oxidizer). A set of firings allowed the definition of a regression equation for the paraffin and vitiated air that simulates a missile operating at 10000 m altitude and at Mach 2.5 velocity. Based on the proposed equation for the solid fuel regression rate, it was designed an air to air missile, relying on a solid fuel ramjet operating with paraffin. The results showed that the proposed methodology allows defining the preliminary dimensions of an air to air tactical missile whose propulsive system is entirely based on solid fuel paraffin.

Este trabalho apresenta o estudo da dinâmica de uma instalação propulsora a vapor através da técnica da modelagem e simulação. O modelo matemático é obtido das Leis da Termodinâmica e dos conceitos básicos da mecânica dos fluídos e transferência de calor, e a simulação é efetuada em um computador digital. Inicialmente cada componente do ciclo é modelado individualmente, determinando-se as suas variáveis de estado, de entrada e de saída. A seguir o modelo é simulado para analisar a influência dos diversos parâmetros nas respostas do elemento. O modelo matemático da instalação propulsora a vapor é obtido agrupando-se convenientemente os modelos dos vários componentes do ciclo. Com isso obtêm-se um sistema de 47ª ordem que pode simular diversos casos de interesse real. Neste trabalho são analisadas as respostas do ciclo para dois casos. A primeira corresponde ao fechamento parcial da válvula de controle da turbina e a segunda ao corte na vazão de óleo combustível. / This paper presents a study of the dynamics of a steam power plant using techniques of modelling and simulation. The mathematical model derives form the laws of Thermodynamics and basic concepts of fluid mechanics and heat transfer; the simulation is carried out in a digital computer. Each component is first modelled individually, and its state, input and output variables are determined. The model is then simulated for the analysis of the influence of the various parameters in the responses of the component. The mathematical model of the complete power plant is constructed by the convenient grouping of the various component models of the cycle. Thereby a 47th order system is obtained, which can simulate various cases of interest. The cycle\'s response for two cases are analysed. The first case correspond to the partial closing of the turbine control valve and the second to the fuel flow interruption .

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Fernanda Percia França (fernandafranca@bce.unb.br) on 2016-01-05T16:10:41Z No. of bitstreams: 1 2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5) / Approved for entry into archive by Patrícia Nunes da Silva(patricia@bce.unb.br) on 2016-01-07T15:44:02Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5) / Made available in DSpace on 2016-01-07T15:44:02Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5) / Os motores-foguetes líquidos modernos trabalham com diferentes tipos de combustíveis líquidos que fornecem simultaneamente energia e trabalho. Neste ultimo caso, o fluido de trabalho passa através de um bocal com o objetivo de gerar empuxo. A maioria dos motores modernos utilizam como combustível dois propelentes para criar o empuxo. Porem, um único par propelente não satisfaz todas as missões oferecidas por um foguete: algumas missões necessitam da possibilidade de mais carga útil ou um alcance maior. Assim, o melhor combustível e escolhido para cada situação, com base nas exigências especificas do foguete. Quando ha exigências diferentes e contraditórias, que não podem ser tratadas ao mesmo tempo, a escolha do par propelente e conduzida com base em decisões de conciliem as missões primordiais do foguete. Os dois índices básicos que determinam a qualidade do combustível são: a densidade especifica e o impulso especifico. Esses parâmetros influenciam na geração de energia e na massa do conjunto em todo o foguete. Hoje em dia, e necessário considerar também o aspecto ambiental e, por isso, entra como requisito o quanto o combustível pode causar danos não só ao meio ambiente como também aos seres humanos durante o manuseio. Nesse estudo, diferentes pares propelentes são testados para um mesmo modelo de motor, ou seja, com configuração predefinida, de modo que possam ser comparados. Os propelentes mais comuns foram examinados: oxidantes - tetróxido dinitrogênio, oxigênio liquido e AK27 (mistura que contem acido nítrico) e combustíveis - dimetil-hidrazina assimétrica (UDMH) e querosene. Cinco pares propulsores foram formados pela combinação dos componentes citados. Cálculos termogas-dinâmicos e perfis de câmara de combustão e do bocal expansor foram realizados para cada par propulsor. Com base na comparação das características de massa-energia dos pares propelentes formados, e possível avaliar qual e o combustível mais adequado de acordo com a missão. ______________________________________________________________________________________________ ABSTRACT / Modem liquid rocket engines operating with different kinds of fuel, which constitutes simultaneously an energy source and source of work. In this last case, the fluid working passes through the cut of a nozzle, producing thrust. Most modem engines use a twocomponent fuel. A single propellant pair does not satisfy all possible missions offered by a rocket. Thus, the best fuel for each situation is chosen based on its specific demands. When there are different and contradictory demands that cannot be addressed simultaneously, the choice of the fuel is conducted on the basis of compromise decisions.The two basic indexes which determine the quality of fuel are: the specific density and the specific impulse. These parameters largely influence the power and the mass descriptions of engine, as well as the whole rocket. Nowadays, environmental concerts are also so important aspects to be considered when it comes to the choice of the best fuel. In this study, different propellant pairs are applied to the same preset engine configuration, so that they can be compared. The most common propellants were examined: oxidants - nitrogen tetroxide, liquid oxygen and AK-27. The fuels analyzed were: the asymmetric dimethyl hydrazine and kerosene. Five propellants pairs were formed by combining the cited components. Thermogasdynamic calculations and combustion chamber’s profiles were made for each propellant pair. Based on the comparison of mass-energy characteristics of the propellant pairs formed, it is possible to evaluate which is the most appropriate fuel according to the mission.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Ana Cristina Barbosa da Silva (annabds@hotmail.com) on 2015-01-26T14:50:56Z No. of bitstreams: 1 2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5) / Approved for entry into archive by Patrícia Nunes da Silva(patricia@bce.unb.br) on 2015-01-30T15:14:05Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5) / Made available in DSpace on 2015-01-30T15:14:05Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5) / O trabalho desenvolvido nesta dissertação diz respeito a um estudo experimental com a finalidade de desenvolver e aprimorar grãos de combustíveis sólidos para foguetes híbridos. A matriz combustível confeccionada neste trabalho é à base de parafina alternativa, derivada de uma cera natural que pode ser encontrada em abundância na região Nordeste do Brasil. Os objetivos principais foram: identificar, caracterizar e avaliar química e fisicamente a parafina alternativa e desenvolver métodos de confecção e ajuste no grão, não tóxico ou explosivo. Os resultados da adição desta cera à matriz sólida de parafina fóssil foram considerados satisfatórios do ponto estrutural e de desempenho, em regime de queima. Desta forma, pode se concluir que ocorreram importantes melhorias nas características gerais do combustível sólido, se comparado com aquele empregado anteriormente a esta pesquisa. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The work in this thesis is an experimental study in order to develop and improve grains of solid fuels to be used in hybrid rockets.. The matrix fuel confectioned in this work is from alternative paraffin, derived from a natural wax it can be found in abundance in northeastern Brazil. The main objectives were to identify, to characterize and to evaluate chemically and physically the alternative paraffin and to develop methods of preparation and adjustment in the grain, not toxic or explosive. The results of this addition to the solid wax matrix fossil paraffin were considered satisfactory and the structural point of performance, under burning. Thus, it can be concluded that there were significant improvements in the general characteristics of the solid fuel as compared with that previously used for this study.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Albânia Cézar de Melo (albania@bce.unb.br) on 2013-11-18T13:03:33Z No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2013-11-18T13:22:06Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / Made available in DSpace on 2013-11-18T13:22:06Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / O surgimento de novas demandas, decorrentes da modernização dos setores tecnológicos e do desenvolvimento aeroespacial no mundo, proporcionou a divisão dos foguetes em diversas classes, de acordo com sua aplicabilidade. Para os grandes foguetes e até mesmo os pequenos lançadores, satélites ou módulos espaciais, a necessidade de precisão de lançamento e a segurança dos sistemas têm sido os grandes desafios a serem vencidos. Para motores de baixo empuxo e alto impulso específico, a principal característica necessária é a capacidade de regular o empuxo em uma ampla gama de valores. Visando atender a este requisito o presente trabalho tem como objetivos gerais descrever um novo sistema propulsivo e apresentar os aspectos metodológicos necessários ao seu dimensionamento para uma dada missão espacial. Este sistema propulsivo tem como base o emprego de monopropelente pastoso. A missão pré-determinada necessita de: motor de 400 N de empuxo com a possibilidade de cinco ignições, empuxo do motor até 10 (dez) vezes o empuxo da câmara de combustão, 7,5 minutos de trabalho de queima e 50 minutos de operação do sistema propulsivo no ambiente espacial. O motor se mostrou qualificado para esta missão, além de poder ser utilizado em diversas outras missões sem necessitar de grandes modificações na sua configuração básica. Seus componentes são de fácil fabricação e têm a possibilidade de serem feitos no parque industrial brasileiro. As características do propelente mostraram-se muito vantajosas com relação os propelentes sólidos e líquidos, podendo ser facilmente utilizado como substituto dos mesmos em estágios superiores. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The rise of new demands resulting from the modernization of technological sectors and aerospace development in the world provided the division of rockets into several classes according to their applicability. For large rockets and even small launchers, satellites or space modules, the need for launch accuracy and safety systems have been the major challenges to be overcome. For low thrust and high specific impulse engines, the main feature required is the capacity to regulate thrust in a wide range of values. In order to satisfy this requirement, this work aims to describe a new propulsion system and present the methodological aspects necessary for their design for a particular space mission. This propulsion system is based on the use of paste-like monopropellant. The predetermined mission requires: 400 N engine thrust with the possibility of five ignitions, engine thrust up to ten (10) times the thrust of the combustion chamber, 7.5 minutes of burn time and 50 minutes of operation the propulsive system in space environment. The engine proved to be skilled for this mission, and can be used in several other missions without require extensive changes in its basic configuration. Components are easy to manufacture and have the possibility of being made in the Brazilian industry. The characteristics of the propellant showed great advantageous regarding solid and liquid propellants, thus being able to be easily used as a substitute of this proppelants in upper stages.

Neste trabalho é pesquisada a aplicação de um controlador adaptativo auto-ajustável multivariável à instalação propulsora de um navio com motor Diesel e hélice de passo variável. Os sistemas convencionais de controle de propulsão marítima são projetados deterministicamente e, geralmente, baseados na condição nominal de operação da embarcação, definida pelo seu deslocamento de projeto, estado de mar e de casco. Entretanto, o navio raramente opera na sua condição nominal, já que o seu deslocamento não é sempre o mesmo e continuamente ocorrem variações no estado do casco e do mar. Adicionalmente deve-se mencionar o efeito de perturbações estocásticas como vento, ondas e corrente que atuam sobre o navio. Estas considerações sugerem que o controlador de uma instalação propulsora deva ser adaptativo, isto é , que os seus ganhos se ajustem às alterações que ocorrem no sistema ou no meio ambiente. A teoria do controlador adaptativo auto-ajustável empregada neste trabalho é desenvolvida para sistemas multivariáveis lineares estocásticos, descritos por uma equação vetorial de diferenças com coeficientes desconhecidos. A lei de controle é obtida a partir da minimização de um índice de desempenho onde são ponderados os vetores de saída, de referência e de controle. A aplicação do controlador auto-ajustável exige a estimação de parâmetros do modelo. Neste trabalho é utilizado o modo implícito, que estima diretamente os parâmetros do controlador, através do método dos mínimos quadrados recursivo. Para adequar a aplicação da teoria a um sistema não linear, que é o caso da instalação propulsora, é introduzido no algorítimo de estimação de parâmetros um fator de esquecimento variável para alterar a velocidade de convergência dos parâmetros.O desempenho do controlador auto-ajustável é verificado através de uma série de testes de simulação, envolvendo manobras de regulação e de traqueamento. Com estes testes é analisada também a influência da matriz do ruído, do tempo de processamento do controlador, da matriz de ponderação do vetor de controle, da condição inicial da matriz de parâmetros, do intervalo de amostragem e da condição de operação do sistema sobre o desempenho do controlador. Os resultados de cada manobra são comparados com os obtidos com um controlador convencional projetado especificamente para o navio considerado, constatando-se o bom desempenho do controlador auto-ajustável. / This work is concerned with the application of multivariable self-tuning controllers to diesel engine propulsion plant with variable pitch propeller. Conventional control systems for marine propulsion plants are designed employing deterministic criteria based on the ship\'s operating condition, which is defined by the design displacement, sea state and hull roughness. However, only seldom if ever will the ship find itself operating in such nominal condition since her displacement is not always the same and the sea state and hull roughness vary continuously with time. In addition one should take into consideration the effect on the ship of stochastic factors such as winds, waves and sea currents. The preceding considerations suggest that the controller for a marine propulsion plant should be capable of adjusting itself to varying operating conditions. In other words, it should be capable of tuning its gains according to alterations occurring within the system or imposed by the environment. The theory of self-tuning controller employed in this work has been developed for stochastic multivariable linear systems describe by a linear vector difference equation with unknown parameters. The control law is obtained by the minimization of one performance index in which are weighted the output, reference and control vectors. The application of the self-tuning controller requires the estimation of the model parameters. In this work the implicit way is used wich directly estimates the parameters of the controller by means of the recursive minimum least-square algorithm. In order to apply the theory to non-linear systems such as propulsion plants, a variable forgetting factor is introduced in the estimation algorithm to change the convergence speed of the parameters. The performance of the self-tuning controller is assessed by means of several simulations tests involving regulating and tracking maneuvers.The tests also assess the influence on the controller performance of such factors as the noise matrix, controller process time, initial condition of parameters matrix, sampling time and operating condition of the system. The results of each maneuver are compared with those obtained by a conventional controller specifically designed for the ship under consideration and it was verified that the self-tuning controller has a good performance.