A coifa do Veículo Lançador de Satélites (VLS) é o objeto do estudo do sistema acusto-estrutural em questão. A partir da teoria da análise vibroacústica acoplada, deriva-se para o problema da coifa, onde técnicas determinísticas como Método dos Elementos Finitos (FEM) e Método dos Elementos de Contorno (BEM), de análise em baixa freqüência, e a técnica da Análise Estatística Energética (SEA), em altas freqüências, são aplicadas.Através do valor estimado do ruído acústico global de 160 dB, gerado durante a decolagem do VLS, o modelo vibroacústico é excitado e as respostas médias estrutural e acústica são determinadas, utilizando-se as técnicas de análise por acoplamento, descritas acima. As limitações de cada técnica de análise são descritas e um método alternativo de modelagem do sistema elasto-acústico é proposto, para atingir-se níveis aceitáveis de tempo de processamento, acuidade e memória alocada para o manuseio dos dados.Assim, as influências mútuas do sistema acústico no sistema estrutural e vice-versa são consideradas numa matriz dinâmica acoplada, a qual considera as equações de Helmholtz e de Kirchoff. Aborda-se também a real necessidade da aplicação da técnica de análise por acoplamento, através de uma análise de sensibilidade entre as respostas acústicas obtidas em análise acoplada e desacoplada.

Este trabalho descreve os resultados de um estudo para verificação do comportamento da resposta acústica do volume da coifa do VLS, em baixa freqüência, quando aplicada uma condição de contorno de pressão, uniformemente distribuída em sua superfície, correspondente a um nível de pressão sonora global estimado em 160 dB, como uma aproximação à aplicação da condição de contorno de velocidade quando da vibração estrutural da coifa, devido à excitação acústica. Os resultados obtidos através do modelo acústico de elementos finitos do volume da coifa, utilizando o programa LMS/SYSNOISE 5.6, são utilizados em um estudo para verificação da viabilidade de um dispositivo reativo (ressonador de Helmholtz), escolhido para a solução do problema de ruído acústico apresentado.

Este trabalho apresenta os resultados obtidos na análise da resposta acústica do volume da Baía de Equipamentos do Veículo Lançador de Satélites Brasileiro - VLS-1, em baixa freqüência, quando aplicada uma condição de contorno de velocidade pontual. Dois modelos acústicos foram gerados: um modelo utilizando o método dos elementos finitos e outro através do método dos elementos de contorno, utilizando o programa LMS/SYSNOISE Rev. 5.6. Uma comparação entre os referidos métodos determinísticos foi realizada, a fim de verificar seus desempenhos em uma análise acústica. Este trabalho foi um primeiro estudo referente à cavidade interna da Baía de Equipamento, e não considera a instrumentação embarcada.

Este trabalho é focado no modelo dinâmico de um servomecanismo hidromecânico com comando elétrico aplicado no sistema de controle de atitude de vôo do veículo lançador de satélite (VLS). No presente sistema, a tubeira é fixada ao corpo do motor por uma interface elástica permitindo movimentos angulares da tubeira em duas direções ortogonais. O movimento angular da tubeira é atuado por um servo-posicionador eletro-hidráulico com realimentação mecânica direta entre a saída do pistão e a eletroválvula bocal-palheta. A válvula bocal-palheta é atuada por um motor linear de relutância variável, controlado por um sinal elétrico enviado pelo computador de bordo de controle de vôo do foguete. Um modelo dinâmico do servo posicionador eletrohidraúlico completo é proposto nesse trabalho. Alguns parâmetros do modelo foram obtidos por processo de identificação em malha fechada no domínio do tempo, usando a abordagem indireta. Os dados para o processo de identificação foram obtidos de montagem experimental, também apresentada nesse trabalho. A validação do modelo é obtida pela comparação com a resposta do sistema real.

Este trabalho apresenta estudos e proposições sobre guiamento de veículos espaciais, especialmente o VLS-1, com ênfase em tratamentos para dispersões em valores de parâmetros pré-estabelecidos para vôo, no âmbito de possibilidade de atuação do guiamento. Introdutoriamente, é feita uma sinopse sobre a missão de vôo do VLS-1 e a contextualização do guiamento nessa missão. Para fundamentar teoricamente o desenvolvimento neste trabalho, e com enfoque no estritamente necessário para isso, são expostos alguns conceitos de cálculo variacional; o que envolve tópicos em controle ótimo, princípio de máximo de Pontryagin e método de extremais vizinhas. O desenvolvimento aplicado ao guiamento começa com o estabelecimento de condições requeridas, inclusive com relação a dispersões. Então, com base nos mesmos métodos matemáticos, são desenvolvidos dois modelos de guiamento, denotados Guiwa e GuiAa. São analisadas diversas características estabelecidas na concepção e na realização dos modelos, especialmente em relação ao contexto do VLS-1. Segue-se a avaliação de resultados de vários ensaios de simulação, efetuados com protótipos implementados para cada modelo de guiamento. Dois casos de missão, denotados Hsp615 e Hsp750, foram preparados para essas simulações com ambos os modelos. Incluíram-se nas simulações e análises decorrentes, critérios de controle específicos para trajetória após o instante previsto de atingimento de objetivo, bem como antecipação desse instante. Constata-se a eficácia de condição, introduzida no guiamento, contra efeitos de dispersões. Constata-se também a grande conveniência do critério denotado ProHs, para trajetória após o atingimento de objetivo, para ampliação dessa eficácia. Essa condição contra efeitos de dispersões e esse critério ProHs podem ser incorporados a diferentes modelos de guiamento. Quanto aos dois modelos de guiamento experimentados, o Guiwa tem desempenho superior. Contudo, outras alternativas também utilizando cálculo variacional são sugeridas, inclusive com agregação de outras atribuições funcionais relevantes, e merecem ser desenvolvidas e experimentadas.

Este trabalho apresenta uma proposta de modelo destinado a representar o sistema elétrico de potência previsto para ser implantado no novo Sistema Plataforma de Lançamento, o qual atenderá essencialmente as operações de integração vertical, testes e lançamento de Veículos Lançadores de Satélites (VLS), localizado no Centro de Lançamento de Alcântara (CLA) no estado do Maranhão. Nesse modelo são simuladas faltas, em pontos estratégicos, com o principal objetivo de estimar valores de corrente de curto-circuito e sobretensões, os quais servirão de referências para auxiliar a elaboração de especificação e dimensionamento de dispositivos de proteção e condutores elétricos destinados ao Projeto Executivo desse sistema de potência. Os resultados apresentados, nas simulações computacionais dessas faltas, são consistentes com o tipo de sistema de distribuição elétrico adotado para a mencionada plataforma, condição que ratifica o modelo proposto neste trabalho.

Esta dissertação, apresenta uma proposta de metodologia de gerenciamento de risco, destinada a projetos de desenvolvimento de veículos espaciais no Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE). Por meio de pesquisa bibliográfica, foram identificadas as metodologias de gerenciamento de risco utilizadas nas principais agências espaciais estrangeiras e as especificidades do gerenciamento de risco aplicado ao desenvolvimento de veículos espaciais, ao gerenciamento de projetos e à Engenharia de Sistemas. A metodologia proposta visa orientar as atividades de planejamento, a elaboração do Plano de Gerenciamento de Risco, as atividades de identificação e análise dos riscos, a elaboração dos planos de resposta aos riscos e as atividades de acompanhamento e controle dos riscos ao projeto. Com a finalidade de verificar a eficácia da metodologia proposta, a mesma foi testada por meio de um estudo de caso, relativo ao desenvolvimento do foguete VS-15. Como resultado, a metodologia mostrou-se aplicável, por ser capaz de manter, de forma ordenada, o registro de diversas características dos riscos e de remover os efeitos adversos do desconhecimento dos riscos ao longo da vida do projeto. A metodologia proposta mostrou-se praticável, sendo, porém necessário um criterioso planejamento dos recursos do projeto, principalmente quanto à aplicação de pessoas dedicadas ao gerenciamento de risco, aos espaços físicos necessários ao arquivamento do material impresso, aos prazos estabelecidos para estas atividades e aos custos inerentes. A metodologia proposta foi considerada aceitável, dentro das limitações deste trabalho de pesquisa.

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.

Dentro do contexto de aquisição dos dados de testes, de preparação para lançamento e de vôo, para a verificação de funcionamento dos equipamentos e a validação de modelos matemáticos utilizados no projeto do Veículo Lançador de Satélites (VLS-1), este trabalho apresenta uma técnica para processamento de dados das medidas de sensores embarcados, a ser implementada em uma estação de solo. Nessa técnica, é verificado o desempenho de vários métodos utilizados na geração das curvas de ajustes. A avaliação do desempenho de um método é prejudicada em medidas com incertezas, devido ao valor verdadeiro ser desconhecido. Para tal, são realizadas simulações com medidas teóricas acrescidas de incertezas, considerando média nula e desvios padrões de sensores reais, obtidos através dos dados de calibração de laboratório. Desse modo, pode-se selecionar o método que apresenta melhor desempenho para os dados simulados. O desempenho é avaliado através do desvio padrão e do coeficiente de correlação, entre as medidas estimadas pelos métodos aplicados e as medidas verdadeiras teóricas. Os resultados são apresentados através de um benchmark. O método selecionado varia em função da configuração de monitoramento empregada e da característica do elemento sensor, denominadas padrão de monitoramento. Diante de inúmeros padrões de monitoramentos, este trabalho apresenta a aplicação dessa técnica em dois padrões de monitoramentos, sendo utilizados em casos reais para a avaliação dos resultados.

O desenvolvimento econômico e social de uma nação não pode ser sustentado, a longo prazo, se não for baseado no desenvolvimento científico e tecnológico. Entre as diversas áreas de P&D que são implementadas pela iniciativa humana, uma das que vêm incorporando quantidade significante de benefícios a humanidade é certamente a Espacial. Mesmo programas espaciais relativamente modestos, como o brasileiro, têm-se mostrado capazes de contribuir para a capacitação tecnológica e o fortalecimento dos setores industriais participantes do programa. Um projeto espacial é bastante complexo e, normalmente, encerra grandes dificuldades em sua implementação. No IAE, desde o início de suas atividades, pôde-se constatar a preocupação de se criar uma gerência de alto nível para a administração dos complexos projetos espaciais, com um padrão adequado, de forma a permitir soluções ágeis e eficientes, e a utilização de uma estrutura organizacional compatível com o dinâmico processo de inovação tecnológica verificado nesta área. O objetivo principal dessa tese é identificar, diagnosticar, e analisar o Modelo Organizacional de Gestão de Tecnologia Espacial (MOGTE) utilizado ao longo do ciclo de vida do Projeto VLS-1, além da proposição de mudanças organizacionais decorrentes dos principais problemas detectados e coerentes com a realidade dos projetos espaciais a serem implantados no futuro. O trabalho tem caráter exploratório, em função da ausência de uma bibliografia sistematizada e da grande dispersão das informações sobre o assunto. Entretanto, foi possível realizar uma análise completa da Estrutura Organizacional do Instituto e uma descrição detalhada do projeto, tanto em termos técnicos como gerenciais.