A presente Proposta da Dissertação de Mestrado apresenta a modelagem de sistemas de atuação de tubeiras através de Bond Graph, analisando os sistemas de controle de foguetes em relação a missão do VLS-1, a descrição do controle de cada estágio e movimentação das tubeiras. A modelagem dinâmica visa a simulação do comportamento do sistema. A modelagem dinâmica de sistemas físicos é realizada no aplicativo 20-SIM através de Bond Graph que descreve graficamente o domínio independente do comportamento dinâmico de sistemas físicos, ou seja, os sistemas dos domínios diferentes (elétrico, mecânico, hidráulico, acústico, termodinâmico, etc.) são descritos da mesma maneira, pois são baseados na troca da energia, resultando por tanto em equações e conceitos físicos análogos. A modelagem através de Bond Graph é uma ferramenta poderosa para modelar sistemas da engenharia, especialmente quando são envolvidos sistemas físicos diferentes. Além de trabalhar com sistemas físicos diferentes seus submodelos podem ser reutilizados para criação de novos modelos. Os ensaios de identificação dos dados foram realizados em bancada no Instituto de Aeronáutica e Espaço - IAE, localizado em São José dos Campos - SP.

Como reflexo do aumento do grau de complexidade nos softwares e das exigências cada vez maiores impostas pela área espacial, a busca de processos que venham organizar e melhorar o desenvolvimento de software tem aumentado nos últimos anos. Muitas organizações implantam processos sem existir um objetivo estratégico bem definido. É cada vez maior a adoção a ferramentas de gestão estratégica como o Balanced Scorecard (BSC), que proporciona a organização transformar sua estratégia em ação, por meio de objetivos, indicadores de desempenho e uma aplicação integradora se tornando uma ferramenta essencial para a organização transmitir sua missão e estratégia em objetivos tangíveis e mensuráveis. É com este princípio que o presente trabalho tem como objetivo desenvolver o Balanced Scorecard e o seu respectivo mapa estratégico na área de software espacial, focando principalmente as áreas que dizem respeito à garantia da qualidade, utilizando-se os processos do Modelo de Capacidade e Maturidade Integrado (CMMI) que atualmente é um dos modelos de processos mais utilizados pela comunidade de software mundial em conformidade com as normas da European Space Agency (ESA) E-40 e Q-80 referentes a software espacial.

A inserção do Brasil no competitivo mercado espacial se tornou possível após o domínio do desenvolvimento da tecnologia de foguetes de sondagem alcançada nas décadas de 1970 e 1980, com o projeto Sonda IV. Entretanto, os foguetes de sondagem não permitiam a inserção de satélites em órbita, o que levou o país ao desenvolvimento do Veículo Lançador de Satélite (VLS-1). O Brasil é detentor da melhor localização geográfica para lançamentos comerciais equatoriais, dada a economia de energia alcançada durante os lançamentos. Para atingir plena autonomia na área espacial um país precisa ser detentor de tecnologia na área de produção e lançamento de lançadores, satélites e ter seu campo de lançamento. Assim, este trabalho tem por objetivo o estudo sobre os meios de solo, voltado à fase final de integração no campo de lançamento, para a montagem de veículos de médio e grande porte, englobando a forma de montagem dos mesmos, pré-dimensionamento de prédios e instalações. Explana-se a logística no que se refere a transporte, armazenagem e suprimentos, usada durante a campanha de lançamento para o veículo. Discorre-se sobre o Centro de Lançamento de Alcântara e os veículos de médio e grande porte do Programa Nacional de Atividades Espaciais (PNAE). Aborda-se sobre a interação entre as edificações, para que se possa atingir o sucesso da missão, incluindo requisitos mínimos de segurança durante o lançamento. Comenta-se sobre planejamento e coordenação de campanhas de lançamento de veículo de médio e grande porte. E, finaliza-se, com a apresentação das considerações finais, expondo sugestão para futuros trabalhos e as contribuições deste estudo.

Este trabalho propõe uma nova abordagem para a análise dinâmica e projeto do Sistema de Controle do Veículo Lançador de Satélites (VLS). Esta nova abordagem, denominada Simulação Inversa permite obter as entradas de controle das tubeiras móveis do VLS de forma que o veículo siga uma pré-determinada trajetória. Atualmente os projetos são baseados em modelos teóricos e simulações diretas realizadas em computadores analógicos e digitais e por fim em uma simulação do tipo Hardware-in-the-Loop. A Simulação Inversa pode ser aplicada com o intuito de rastrear entradas responsáveis por comportamentos oscilatórios nas saídas temporais da Simulação Diretas. As dinâmicas não modeladas ou não consideradas podem ser apontadas na análise da Simulação Inversa visto que tais modelos podem ser implementados nas equações dinâmicas do veículo e em seguida colocados no processo de análise da simulação Inversa. A Simulação Inversa tem sido aplicada com frequência a veículos aeronáuticos e navais, mas nada ainda a respeito de aplicações em veículos lançadores ou de sondagem. Isso posto, esta nova abordagem aplicada às Equações do Movimento do VLS proporcionará uma nova ferramenta de análise no âmbito de Engenharia de Sistemas e de Sistemas de Controle, permitindo alterar características elétricas, mecânicas e aerodinâmicas do veículo.

O setor espacial vivencia uma série de mudanças, liderada por múltiplos agentes, em que as empresas privadas e públicas desempenham um importante papel. Esta pesquisa acadêmica foi motivada pelo entendimento dessas mudanças no cenário do setor espacial. Este trabalho apresenta a metodologia desenvolvida e aplicada para a construção de cenários futuros denominada de prospectiva estratégica. A finalidade dessa metodologia é auxiliar as organizações no seu alinhamento estratégico à luz dos futuros cenários possíveis e desejáveis. A aplicação dessa metodologia no setor espacial resultou no levantamento de 33 direcionadores mudanças por meio da análise PESTAL e na análise de tendências da tecnologia espacial de veículos lançadores e satélites, na seleção de oito direcionadores de alta incerteza e importância após uma pesquisa de opinião com especialistas, e na elaboração de cinco cenários para um horizonte de tempo de 20 anos. Selecionaram-se dois projetos do Programa Nacional de Atividades Espaciais (PNAE) para exemplificar o potencial da metodologia para auxiliar os decisores no processo de alinhamento das estratégias com os cenários consistentes e plausíveis

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 apresenta um estudo do Método das Correções Repetidas para a guiagem ótima em malha fechada de um Veículo Lançador de Satélites. Uma vez observado um desvio com relação a uma nominal de referência, este algoritmo corrige os comandos de guiagem para todo o resto do vôo, de modo que a nova trajetória continue otimizando o índice de desempenho escolhido. Todas as restrições são verificadas antes da nova história de guiagem ser aplicada ao veículo, possibilitando ações de emergência em caso de previsão de falha. Uma vez que o método não procura voltar para a trajetória nominal de referência, mas recalcula uma nova trajetória ótima, ele é adequado para a utilização em veículos lançadores movidos a propelente sólido. Além disto, o mesmo algoritmo pode ser utilizado tanto para o vôo na atmosfera quanto para o vôo fora dela. O principal esforço computacional é realizado antes do lançamento e os requisitos de memória e tempo de computação a bordo são pequenos o suficiente para a utilização, em tempo real, nos computadores de bordo atuais. O desempenho do método foi avaliado através das chamadas regiões de "controlabilidade" e de uma análise de sensibilidade à variação de parâmetros do próprio veículo e do meio tais como atmosfera e campo gravitacional. Nesta análise foi utilizado um modelo de simulação tridimensional bastante completo, para que o conjunto de resultados obtidos fosse o mais realista possível. No entanto, a trajetória do veículo é essencialmente plana pois a latitude do local de lançamento foi suposta igual à inclinação da órbita final desejada. Os resultados obtidos demonstram que o método é viável, sendo robusto o suficiente para compensar os desvios de trajetórias decorrentes das perturbações normalmente encontradas na prática.

Esta dissertação descreve estudo de guiamento de veículos espaciais que utilizam propulsão sólida, em especial o VLS, Veículo Lançador de Satélites. Os veículos espaciais que utilizam propulsão sólida não possuem controle do nível de empuxo, assim sua trajetória só pode ser controlada através da mudança de atitude. Seu guiamento é baseado na velocidade e posição instantâneas, na energia embarcada e na trajetória de forma a atender, com êxito, a condição requerida para a satelização. Neste processo, alguns dados são obtidos através de testes em bancos de ensaio, podendo apresentar dispersão ao serem comparados com os valores reais em vôo. Um dos mais importantes é o tempo de queima dos motores, motivador deste trabalho. Busca-se um algoritmo de guiamento insensível a dispersão no tempo de queima. Para que o algoritmo seja insensível a esta dispersão é necessário incluir além da condição de satelização, uma condição que leve o veículo a ter uma trajetória tangente à uma determinada superfície solução, definida por uma equação que relaciona as seguintes variáveis: VT , VR e R, velocidade tangencial, velocidade radial e raio, respectivamente. Assim, independente do momento do fim da queima do motor do terceiro estágio, o veículo já estará no plano solução desejado. O atendimento da condição de insensibilidade deve ocorrer de modo a não prejudicar o atendimento da condição de satelização. A validação deste algoritmo será realizada usando-se o ADAGA, que é um ambiente de desenvolvimento dos algoritmos de guiamento e apontamento.