Mestrado (dissertação)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Elétrica, 2013. / Submitted by Jaqueline Ferreira de Souza (jaquefs.braz@gmail.com) on 2013-09-26T12:08:39Z No. of bitstreams: 1 2013_AdrianaElysaAlimandroCorrea.pdf: 718887 bytes, checksum: fc3225adac9c889d435b301cb4034d0c (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2013-09-26T13:00:57Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_AdrianaElysaAlimandroCorrea.pdf: 718887 bytes, checksum: fc3225adac9c889d435b301cb4034d0c (MD5) / Made available in DSpace on 2013-09-26T13:00:57Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_AdrianaElysaAlimandroCorrea.pdf: 718887 bytes, checksum: fc3225adac9c889d435b301cb4034d0c (MD5) / Esta dissertação possui foco no problema de controle de guinada do terceiro estágio de um veículo lançador similar ao Cyclone-$4$, o mais novo integrante da família de lançadores ucranianos Cyclone. Imprecisões de manufatura e instalação do sistema de propulsão e de instrumentos de direção podem causar desalinhamento do vetor empuxo em relação ao eixo longitudinal do foguete, provocando assim um deslocamento no centro de massa e uma pequena variação no ângulo de guinada. Nesta dissertação é proposta uma nova abordagem de sintonização de um controlador do tipo proporcional derivativo para o ângulo de guinada do veículo lançador utilizando uma válvula servo eletro-hidráulica como atuador. Os ganhos desse controlador são determinados em duas etapas. Na primeira etapa são construídas regiões de estabilidade por meio do método de Decomposição-D. A partir delas são encontrados valores iniciais para os ganhos do controlador que, na segunda etapa, são otimizados por meio da minimização de uma função custo que envolve o erro do ângulo de guinada e de sua derivada usando o método simplex de Nelder-Mead. Na determinação dos ganhos do controlador, é levado em conta que o módulo do ângulo de deflexão mecânica do bocal não pode ultrapassar um valor máximo. Simulações computacionais atestam o desempenho do sistema de controle proposto. _______________________________________________________________________________________ ABSTRACT / This dissertation has focused on the yaw control problem of a launch vehicle third stage similar to Cyclone-4, the newest member of the family of Ukrainian launchers Cyclone. Inaccuracies manufacturing and installation of the propulsion system and steering instruments may cause misalignment of the thrust vector with respect to the longitudinal axis of the rocket, thus causing a shift in the center of mass and a small variation in the yaw angle. This master thesis proposes a new approach to tuning a proportional derivative controller for the yaw angle of the launch vehicle using an electro-hydraulic servo valve as actuator. The gains of this controller are determined in two stages. In the first stage stability regions are constructed by the method of Decomposition-D. From these areas, initial values to the controller gains are found. In the second stage these initial values are optimized by minimizing a cost function that involves the error of yaw angle and its derivative using the simplex method of Nelder-Mead. In determining the controller gains, it is taken into account that the magnitude of nozzle gimbal angle can not exceed a maximum value. Computer simulations attest to the performance of the proposed control system.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Albânia Cézar de Melo (albania@bce.unb.br) on 2013-11-28T14:22:52Z No. of bitstreams: 1 2013_CristianoQueirozVilanova.pdf: 7384349 bytes, checksum: e65c99434b7157885c16ed02241c7322 (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2014-02-07T11:28:14Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_CristianoQueirozVilanova.pdf: 7384349 bytes, checksum: e65c99434b7157885c16ed02241c7322 (MD5) / Made available in DSpace on 2014-02-07T11:28:14Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_CristianoQueirozVilanova.pdf: 7384349 bytes, checksum: e65c99434b7157885c16ed02241c7322 (MD5) / A utilização de uma aeronave de carreira em substituição ao primeiro estágio de um veículo lançador pode reduzir os custos de uma operação de lançamento, assim como mitigar vários dos riscos e das limitações associadas aos lançamentos de foguetes convencionais a partir do solo, aumentando a confiabilidade e popularizando o acesso ao serviço de lançamento. A natureza do escoamento aerodinâmico de veículos lançadores do tipo Air-Launch difere da de foguetes lançados de modo convencional, a partir do solo, de pela necessidade da realização de uma manobra com um alto ângulo de ataque para retirá-lo de uma trajetória horizontal e passa-lo para uma trajetória próxima da vertical. O objetivo deste trabalho é compreender melhor as especifidades inerentes do voo atmosférico dessa classe de veículos lançadores, propondo uma trajetória otimizada para o voo do primeiro estágio, a partir de uma prévia caracterização das principais propriedades aerodinâmicas, para um determinado veículo lançador. As características relevantes para o entendimento da natureza do escoamento foram obtidas em duas etapas diferentes. Primeiro o problema foi resolvido com o auxílio de um código computacional próprio escrito em FORTRAN, que utiliza a metodologia proposta por Roe para resolver o problema da descontinuidade das propriedades físicas decorrentes da presença de ondas de choque no domínio computacional. Depois o mesmo problema foi resolvido em um código computacional comercial o ANSYS CFX 14.0, que utiliza o método dos volumes finitos. A correta operação do algoritmo computacional foi atestada, por meio de uma validação, resolvendo-se o problema do escoamento supersônico ao redor de um cone segundo as duas metodologias e comparando-se os resultados com os disponíveis na literatura. Os resultados obtidos pelas metodologias propostas neste trabalho mostraram-se satisfatórios. Os coeficientes de sustentação e arrasto e, ainda, os campos de velocidade e de pressão, foram obtidos para todo o envelope de voo do primeiro estágio do veículo lançador. Uma proposta de trajetória ótima para o voo do primeiro estágio do veículo lançador também foi proposta. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The use of a career aircraft to replace the first stage of a launch vehicle can reduce the cost of launching operation, and mitigate various risks and limitations associated with conventional rocket launches from the ground, increasing reliability and popularizing access to the launch service. The nature of an Air-Launch vehicle aerodynamic flow differs from the conventional one, from the ground, by the need to perform a maneuver with a high angle of attack to remove it from a horizontal trajectory and passes it to a vertical trajectory. The goal of this work is to better understand the specificities inherent in the atmospheric flight of this class of launch vehicles, proposing an optimal trajectory for the flight of the first stage, from a previous characterization of the main aerodynamic properties for a given launch vehicle. The characteristics relevant to understanding the nature of flow were obtained on two different ways. First the problem was solved with the aid of an own computer code written in FORTRAN, which uses the methodology proposed by Roe to solve the problem of discontinuity of physical properties due to the presence of shock waves in the computational domain. Then the same problem was solved in a commercial computer code ANSYS CFX 14.0, which uses the finite volume method. The correct operation of the computational algorithm was attested by means of a validation, by solving the problem of the supersonic flow around a cone according to the two methodologies and comparing the results with those available in literature. The results obtained by the methods proposed in this study were satisfactory. The coefficients of lift and drag, and also the velocity fields and pressure were obtained for the entire flight envelope of the first stage of the launch vehicle. A proposal for optimal trajectory for the flight of the first stage of the launch vehicle was also proposed.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Guimaraes Jacqueline (jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2015-10-20T11:14:10Z No. of bitstreams: 1 2013_PedroLuizKaledDaCas.pdf: 3773465 bytes, checksum: 8c9187aae8c8220ec6024c3ff15d8230 (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2015-10-20T11:18:54Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_PedroLuizKaledDaCas.pdf: 3773465 bytes, checksum: 8c9187aae8c8220ec6024c3ff15d8230 (MD5) / Made available in DSpace on 2015-10-20T11:18:54Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_PedroLuizKaledDaCas.pdf: 3773465 bytes, checksum: 8c9187aae8c8220ec6024c3ff15d8230 (MD5) / The First chapter of this work provides a preliminary overview of the proposed activities outlining the motivations, objectives and proposed methodology to achieve the settled goals. The second chapter of this work analyses the markets for a microsatellite launcher and estimates the possible market share attainable by a Brazilian launcher in the category proposed. The third chapter presents the optimization technique employed and the various technological alternatives considered comparing then both qualitative and quantitative. The MDO algorithm is presented and detailed in this chapter. The forth chapter of this work proposes 7 optimization cases contemplating the most engineering and economically wise design alternatives. In the same chapter the 7 optimized designs are compared and a resulting solution is obtained. The resulting solution is then optimized again addressing design problem encountered during the optimization of the earlier 7 cases. The fifth chapter proposes a conclusion for the work and outlines future initiatives for continued work on the design of the microsatellite launcher.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Elétrica, 2011. / Submitted by Albânia Cézar de Melo (albania@bce.unb.br) on 2011-12-02T11:44:52Z No. of bitstreams: 1 2011_HenriqueMarraMenegaz.pdf: 1410749 bytes, checksum: 81f9e20d716d45d7a5390ff5a43d9a7e (MD5) / Approved for entry into archive by Leila Fernandes (leilabiblio@yahoo.com.br) on 2011-12-13T12:47:30Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2011_HenriqueMarraMenegaz.pdf: 1410749 bytes, checksum: 81f9e20d716d45d7a5390ff5a43d9a7e (MD5) / Made available in DSpace on 2011-12-13T12:47:30Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2011_HenriqueMarraMenegaz.pdf: 1410749 bytes, checksum: 81f9e20d716d45d7a5390ff5a43d9a7e (MD5) / Assim como no caso de outros sistemas reais, a filtragem linear não é capaz de prover boas estimativas de estados de foguetes e, portanto, filtros não-lineares se fazem necessários. Entre esses, uma classe que tem se mostrado promissora é a dos filtros de Kalman unscented. No entanto, observa-se na literatura que há diversas definições desses filtros. Em vista disso, este trabalho propõe uma sistematização teórica dos filtros de Kalman unscented. Extensões tanto para as representações de pontos sigma quanto para a Transformada Unscented foram feitas. Além de conter todos os filtros de Kalman unscented já existentes na literatura, a sistematização proposta permite identificar que alguns destes filtros unscented contêm erros e inconsistências e permite, também, gerar novos filtros. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT / As for other real systems problems, the linear filtering is not able to provide good estimatives of rockets’ states and, therefore, nonlinear filters are necessary. Among these, a class that has been showing promising is the unscented Kalman filters one. However, it can be seen in the literature that there are diverse definitions of these filters. For this reason, this work proposes a theoretical sistematization of the unscented Kalman filters. Extensions for both the sigma point sets and the Unscented Transform have been done. Beyond the fact the proposed sistematization contains all the unscented Kalman filters of the literature, it allows us to identify that some of these unscented filters contain errors and inconsistencies and allows, also, to generate new filters.

Made available in DSpace on 2018-08-01T23:58:22Z (GMT). No. of bitstreams: 1 tese_10406_TESE - Erick Sperandio - RevBanca - Final.pdf: 12668678 bytes, checksum: dfacbd9a3099a5a4088365e2cfd48a71 (MD5) Previous issue date: 2016-10-11 / Durante o lançamento de foguetes e veículos espaciais, grandes e quentes nuvens de exaustão são geradas próximo ao solo, e são compostas por poluentes atmosféricos tais como alumina, monóxido de carbono e cloreto de hidrogênio. Este processo leva alguns segundos para ocorrer, e geralmente áreas povoadas localizadas próximas ao centro de lançamento podem ser expostas a grandes níveis de concentração de poluentes em uma janela de tempo de poucos minutos a menos de poucas horas. Devido à especificidade da representação do termo fonte que neste caso é a nuvem de exaustão e uma vez que um receptor pode ser impactado em menos de uma hora, modelos de qualidade do ar usuais não foram projetados para lidar com tal problema único. Além disso, a nuvem pode ser transportada a locais mais distantes, podendo assim impactar receptores em escalas de tempo e espaço maiores. Portanto, os centros de lançamento ao redor do mundo precisam avaliar operacionalmente o impacto de curto e longo alcance de eventos de lançamento de foguetes no ambiente através da modelagem meteorológica e de qualidade do ar. Para este fim, este trabalho apresenta o desenvolvimento de um novo modelo computacional denominado MSRED ―Model for Simulating the Rocket Exhaust Dispersion‖, que em português significa ―modelo para simulação da dispersão da exaustão de foguetes‖. Ele foi concebido com base numa solução tridimensional semi-analítica da equação de difusão-advecção, incorporando uma moderna parametrização tridimensional da turbulência atmosférica, tendo sido projetado para simular a formação, ascensão, expansão, estabilização e dispersão de nuvens de exaustão de foguetes, com o objetivo de avaliar seu impacto de curto alcance, sendo capaz de ler dados meteorológicos diretamente da saída do modelo WRF (Weather Research and Forecasting). E, para a modelagem de longo alcance e do transporte químico, o MSRED foi construído para se integrar ao modelo CMAQ (Community Multiscale Air Quality) através da geração do arquivo de condições iniciais pronto para entrada no modelo. Foram realizadas simulações e análises a fim de avaliar a aplicação deste sistema integrado de modelagem para diferentes casos de lançamento de foguetes e em diferentes condições atmosféricas, para a região do Centro de Lançamento de Alcântara (CLA, o portal espacial brasileiro). Este sistema híbrido, moderno e multidisciplinar é a base de uma estrutura de modelagem que pode ser utilizada operacionalmente em qualquer centro de lançamento do mundo para simulações e análises pré e pós-lançamento dos efeitos ambientais de operações de lançamento de foguetes.

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.

A crescente participação do software embarcado nas causas dos últimos acidentes espaciais evidencia a importância dos processos e técnicas de verificação e validação no desenvolvimento do software embarcado espacial. Neste contexto, este trabalho investiga a contribuição de duas técnicas de verificação para aplicações espaciais. A primeira técnica é o model checking baseado no uso da ferramenta UPPAAL. O UPPAAL adota a modelagem do sistema em autômatos temporizados e permite a verificação de propriedades especificadas em um subconjunto da linguagem CTL (Computational Tree Logic). A segunda técnica consiste especificação e aplicação de testes a partir de modelos de estados, considerando mais especificamente a metodologia CoFI (Conformance and Fault Injection). São utilizados como estudo de caso dois produtos de software espacial. Um dos produtos foi desenvolvido com o uso do model checking, enquanto o outro foi desenvolvido de acordo com as práticas atualmente aplicadas pelo grupo de computador de bordo do Departamento de Eletrônica Aeroespacial do INPE (Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais). Ambos os produtos de software foram testados utilizando a metodologia CoFI. Cada produto consiste de uma implementação de dois serviços especificados na norma europeia PUS (Packet Utilization Standard). Estes serviços representam funcionalidades oferecidas por um computador de gerenciamento de bordo de satélites. As principais conclusões obtidas são que a metodologia CoFI contribui para o aprimoramento dos processos de verificação atualmente em uso no INPE, e que, o model checking associado à geração manual do código não implica na ausência de erros, porém ajuda a reduzir o número, mas não a criticidade de erros quando comparado com as práticas atualmente em uso.

Orientador: Edson Cocchieri Botelho / Coorientador: Humberto Araújo Machado / Banca: Michelle Leali Costa / Banca: José Atílio Fritz Fidel Rocco / Resumo: 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 compara... (Resumo completo, clicar acesso eletrônico abaixo) / Abstract: 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 ... (Complete abstract click electronic access below) / Mestre

Submitted by Maria Beatriz Vieira (mbeatriz.vieira@gmail.com) on 2017-05-29T15:07:15Z No. of bitstreams: 2 license_rdf: 0 bytes, checksum: d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e (MD5) dissertacao_bruno_kabke_bainy.pdf: 1791571 bytes, checksum: fbfdf2a30e93aa9c1820193c665cd912 (MD5) / Approved for entry into archive by Aline Batista (alinehb.ufpel@gmail.com) on 2017-05-29T21:22:58Z (GMT) No. of bitstreams: 2 license_rdf: 0 bytes, checksum: d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e (MD5) dissertacao_bruno_kabke_bainy.pdf: 1791571 bytes, checksum: fbfdf2a30e93aa9c1820193c665cd912 (MD5) / Made available in DSpace on 2017-05-29T21:22:58Z (GMT). No. of bitstreams: 2 license_rdf: 0 bytes, checksum: d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e (MD5) dissertacao_bruno_kabke_bainy.pdf: 1791571 bytes, checksum: fbfdf2a30e93aa9c1820193c665cd912 (MD5) Previous issue date: 2015-02-24 / Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior - CAPES / Esta dissertação de mestrado propõe a elaboração inicial de um modelo para a dispersão de efluentes de foguetes e veículos espaciais. Neste estudo foi desenvolvida uma solução para a equação de advecção- difusão bidimensional transiente através da técnica GILTT, além de terem sido compilada da literatura algumas formulações para parâmetros micrometeorológicos e outras variáveis que representam fenômenos relevantes nas atividades de lançamento de foguetes. O modelo de dispersão foi testado com os experimentos de Hanford e Copenhagen com ótimos resultados. Além disso, foi rodado um caso particular para a região do Centro de Lançamentos de Alcântara para exemplificar e apresentar maiores detalhes do modelo. / This master thesis proposes a first attempt to elaborate a model for rocket exhaust dispersion. In this study, a solution to the time-dependant two-dimensional advectiondiffusion equation was obtained through the GILTT, as well as it assembles of some literature formulations for micrometeorological parameters and other variables which represent important phenomena in space vehicles launching. The dispersion model was tested against two experimental data, Hanford and Copenhagen, with great results, and an additional simulation was run using data from the Alcantara Launch Centre, aiming to exemplify and present aditional details of the model.