Submitted by PEDRO GUILHERME SILVA PESCI null (peg_pesci@hotmail.com) on 2017-11-30T13:40:46Z No. of bitstreams: 1 Versão Final.pdf: 56735184 bytes, checksum: 4e1d7d9c3a8db1009fa3e028174b3593 (MD5) / Approved for entry into archive by Pamella Benevides Gonçalves null (pamella@feg.unesp.br) on 2017-11-30T17:38:21Z (GMT) No. of bitstreams: 1 pesci_pgs_me_guara.pdf: 56735184 bytes, checksum: 4e1d7d9c3a8db1009fa3e028174b3593 (MD5) / Made available in DSpace on 2017-11-30T17:38:21Z (GMT). No. of bitstreams: 1 pesci_pgs_me_guara.pdf: 56735184 bytes, checksum: 4e1d7d9c3a8db1009fa3e028174b3593 (MD5) Previous issue date: 2017-11-24 / Materiais utilizados em componentes de veículos espaciais, como em tubeiras ou superfícies expostas à reentrada atmosférica, são sujeitos a ambientes termicamente agressivos. Este trabalho apresenta estudos envolvendo o desempenho de materiais compósitos utilizados em sistemas de proteção térmica, a partir da exposição a jatos de plasma, onde os fluxos de calor são comparáveis aos da reentrada atmosférica de componentes de veículos espaciais. Amostras de compósitos ablativos de carbono/fenólica foram ensaiadas no túnel de plasma do Laboratório de Plasmas e Processos do ITA (Instituto Tecnológico de Aeronáutica), por meio de uma tocha de plasma alimentada por uma fonte de energia elétrica de corrente contínua de 50kW. Os parâmetros de operação do túnel de plasma foram otimizados para reproduzirem as condições próximas do ponto crítico de reentrada das cargas úteis dos veículos espaciais desenvolvidos pelo IAE (Instituto de Aeronáutica e Espaço). As amostras em estudo foram desenvolvidas e fabricadas no Brasil, a partir de materiais de especial interesse do IAE. Para comparação, foi também ensaiado outro material com propriedades já bem estabelecidas como o teflon, sob as mesmas condições ablativas. Foram determinadas as perdas de massa e as taxas de perda de massa específicas das amostras, as temperaturas radiométricas superficiais e termométricas internas, em função do tempo de exposição ao fluxo térmico. Foi realizada também a avaliação da evolução das interfaces por comparação entre simulação e a amostra após o ensaio. Os resultados obtidos permitiram estimar as propriedades do comportamento ablativo dos materiais testados e validar o modelo teórico usado na simulação computacional para sua utilização em geometrias próximas às dos sistemas de proteção térmica utilizadas no setor aeroespacial / Materials used in space vehicles components, such as nozzles or surfaces exposed to atmospheric reentry, are subjected to thermally aggressive environments. This work presents studies involving the performance of composite materials used in thermal protection systems, through the exposure to plasma jets, where the heat fluxes are comparable to atmospheric reentry of space vehicle components. Samples of ablative carbon/phenolic composites were tested in the plasma tunnel of ITA’s (Aeronautics Institute of Technology) Plasma and Process Laboratory, by a plasma torch with a 50kW DC power source. The plasma tunnel operating parameters were optimized to reproduce the conditions close to the critical re-entry point of the space vehicles payloads developed by the IAE (Aeronautics and Space Institute). The samples in study were developed and manufactured in Brazil, from materials of special interest to IAE. For comparison, another material with well established properties such as teflon was also tested under the same ablative conditions. The mass loss and the specific mass loss rates of the samples, the surface radiometric and internal thermometric temperatures, as a function of the exposure time to the thermal flow, were determined. The evolution of the interfaces was also performed by comparison between simulation and the sample after the test. The results allowed to estimate the properties of the ablative behavior of the materials tested and to validate the theoretical model used in the computational simulation for its use in geometries close to the thermal protection systems used in the aerospace sector