Neste trabalho apresenta-se uma metodologia de cálculo com critérios estabelecidos para dimensionamento e projeto de um dispositivo yo-yo, sistema redutor de velocidade angular para foguetes. Dois dispositivos compatíveis com a família de propulsores S-40 e S-43 ( 1 m) são propostos, um aplicável ao veículo VLS-1 e outro ao VS-40 (SARA), além de uma descrição sumária dos respectivos ensaios de qualificação. Um método é desenvolvido, acompanhado de critérios estabelecidos, para a elaboração do envelope de atuação de um dispositivo yo-yo. Este método é aplicado aos dois casos referidos, onde é apresentado um ábaco para consulta com respeito aos limites operacionais dos projetos propostos. Uma análise de sensibilidade é apresentada em relação aos principais parâmetros envolvidos, que são o momento de inércia de rolamento e a velocidade angular inicial do corpo girante. Esta análise é sintetizada em outro ábaco para consulta, onde é demonstrada a parcela de influência de cada uma destas variáveis na velocidade angular final.

Este trabalho se propõe a apresentar um estudo sobre duas abordagens para a compensação das dispersões propulsivas de um lançador de satélites através do sistema de controle de atitude, mais especificamente para o Veículo Lançador de Satélites Brasileiro, VLS. Primeiramente, é proposto que se realize uma correção de atitude pela realimentação da diferença da velocidade aparente (não-gravitacional) na atitude de referência, gerando assim um ângulo de atitude em função da velocidade. A outra proposta de correção, diz respeito à criação de uma tabela da atitude pré-programada baseada na atitude de referência em função da velocidade aparente. Para a implementação destas técnicas, utilizou-se um software para simulações que cria vários cenários de voo para o VLS, o ADAGA. Este software está "habilitado" ao Estudo de Monte Carlo (EMC) para criar efeitos dispersivos observados durante um voo real, como dispersões no arrasto e na propulsão. Estas estratégias de controle objetivam tornar o foguete menos sensível às dispersões de empuxo e às influências da fase atmosférica, diminuindo as dispersões no decorrer da trajetória e nas dispersões da quantidade de acertos em órbita.

Este trabalho apresenta um procedimento de ensaios visando a caracterização de um sensor inercial do tipo bloco girométrico através do seu modelo de erro. Para tanto, utiliza-se a linguagem de programação gráfica LabVIEWTM (Laboratory Virtual Instruments Engineering Workbench) e o simulador de movimentos CONTRAVESTM / ACUTROL 2000 (com três graus de liberdade). O desenvolvimento do trabalho tem por finalidade a automação do ambiente de teste, tendo-se em vista, a importância que este sensor inercial representa no contexto da engenharia aeroespacial, já que se constitui como um dos elementos fundamentais do sistema de controle de um míssil e de um veículo lançador. Espera-se, desta forma, obter um procedimento sistemático para realizar ensaios com sensores no intuito de montar um banco de dados com as principais características, objetivando selecionar o melhor sensor. Colocou-se como requisito a criação de um ambiente de ensaios preparado para receber qualquer tipo de sensor inercial visando atender os projetos atuais e futuros do Instituto e Aeronáutica e Espaço. Os resultados obtidos para o procedimento proposto são apresentados na forma gráfica e tabelas.

In dealing with rigid body three-dimensional rotational motion, one is inevitably led to face the fact that rotations are not vector quantities. They may, however, be treated as such when the angle of rotation is (very) small. In this context, i.e. the infinitesimal case analysis, the time derivatives of the rotation variables hold simple (sometimes vector-like) relationships to the components of the angular velocity vector. Conventionally, this distinctive characteristic cannot be associated with general moderate-to-large rotations.In this thesis, it is demonstrated that the kinematical differential relationship between the rotation vector and the angular velocity vector may, in fact, be expressed in terms of a mere time derivative, provided that the angle of rotation is kept within moderate bounds. The key to achieve such simplicity in the kinematical equation (linear attitude kinematics) within moderate angles of rotation is a judicious choice of the basis from which the time derivative is observed. This result is used to advantage within a generalised version of Euler's motion equations to construct a simple control law, which nominally realises both linear attitude tracking and linear angular velocity tracking (nominal linear attitude state tracking), within moderate attitude tracking errors. The analytical work presented here is unique in the sense that it combines attitude kinematics, dynamics and control in such a way that nominal linearity between the attitude state error variables is achieved within moderate attitude tracking errors. For the first time, an attitude control law explicitly enables the nominal closed-loop attitude state error dynamics to be chosen and motivated by useful physical concepts from linear control theory. The text also includes numerical simulations that validate and illustrate the theoretically achieved results.

As indústrias aeronáuticas cada vez mais utilizam materiais compósitos na estrutura primária das aeronaves, visando a redução do peso e redução no tempo de produção da mesma. A sociedade, representada pelas agências de homologação aeronáutica, exige níveis de segurança crescentes na atividade de transporte aéreo. A complexidade no cálculo das cargas dinâmicas para as diversas condições requeridas pelos regulamentos, devido a utilização de programas de computador capazes de considerar todas as variáveis envolvidas. Este trabalho apresenta uma metodologia para o cálculo da velocidade de instabilidade aeroelástica que utiliza uma formulação de elementos finitos, adequada aos materiais compósitos constituídos de múltiplas camadas ortotrópicas de dupla curvatura. As freqüências de vibração livre e os respectivos modos são determinados a partir da rigidez e da massa dos elementos. As forças aerodinâmicas são determinadas, no regime subsônico, utilizando a teoria do escoamento potencial não estacionário linear, artavés de algoritmos de alta precisão com as mais recentes formulações desenvolvidas. Os resultados numéricos, referentes a asas retangulares planas, São comparados com resultados experimentais. Adicionalmente são apresentados resultados numéricos para as asas retangulares constituída de laminado com orientação arbitrária.

Este trabalho avalia duas leis de controle com atuação magnética para estabilização e apontamento de um satélite universitário de baixo custo, a ser lançado de carona e que deverá operar estabilizado por rotação (spin) em torno do seu eixo de maior momento de inércia. As duas leis de controle objetivam, partindo da separação do veículo lançador, apontar o eixo de maior momento de inércia do satélite em direção ortogonal ao plano da eclíptica e prover a rotação desejada para sua estabilização. Essa escolha de direção simplifica a análise da estabilidade das leis de controle. Pretende-se que os painéis solares nas laterais do satélite captem mais eficazmente energia solar para carregar as baterias embarcadas. Adicionalmente, o calor gerado pelos componentes embarcados pode ser dissipado pelos painéis superior e inferior do satélite, que não deverão ser demasiadamente expostos ao Sol. A primeira lei de controle é baseada no erro entre momentum angular de referência e o momentum angular do satélite. Já a segunda lei de controle é baseada no erro entre a velocidade angular de referência e a velocidade angular satélite. A primeira lei de controle apresentou resultado insatisfatório quando o movimento inicial foi de capotamento e não havia amortecimento de nutação passivo. No capotamento, a segunda lei investigada mostrou-se muito lenta no apontamento do satélite, o que representa risco para a missão, pois requer maior quantidade de carga elétrica. Assim, foi motivada a inclusão de amortecedor de nutação para auxílio ao sistema de controle. A malha de controle integra-se com os filtros de Kalman estendidos investigados em SANTOS (2008) para estimar o bias de magnetômetro, atitude e velocidade angular. O desempenho é reavaliado a partir de simulações de Monte Carlo, com 50 realizações, utilizando incertezas na estimativa inicial do filtro de Kalman maiores do que as utilizadas originalmente por SANTOS (2008) no movimento lento. Os sensores de baixo custo são um magnetômetro triaxial e sensores de Sol. Os atuadores de baixo custo são magnetotorqueadores com bobinas com núcleo de ar. Este trabalho também considera a dinâmica da corrente elétrica que circula pelas bobinas para avaliar o impacto da dispensa de drivers para regulação da corrente elétrica e consequente simplificação do sistema de acionamento dos atuadores. Também verifica o impacto da variação na tensão no barramento de alimentação elétrica dos atuadores. Inicialmente, o satélite é considerado como corpo rígido. Para amortecer mais eficazmente o ângulo de nutação, cujo decaimento leva dias no controle de atitude com atuação puramente magnética (WASCHBURGER, 2009), investiga-se o auxílio de um amortecedor mecânico de nutação. Nele, uma pequena massa sofre deslocamento devido ao movimento de nutação. O atrito drena energia cinética e, assim, busca-se alinhar o eixo de rotação com o eixo de maior momento de inércia. Resultados mostraram que o uso desta técnica é eficaz para as condições investigadas. São investigados amortecedores mecânicos de nutação com atrito viscoso e com atrito seco. As duas leis de controle investigadas apresentaram resultados satisfatórios quando foram adicionados amortecedores de nutação, isto é, o satélite foi devidamente apontado ortogonalmente à eclíptica em torno do quinto dia de operação. São comparados os resultados obtidos por simulação numérica em ambiente Matlab/Simulink, cuja precisão numérica é dupla, com resultados obtidos com HIL (Hardware-in-the-loop). Neste, uma réplica do computador embarcado se encarrega de executar os filtros de Kalman estendidos, modelos de referência e a lei de controle. Verificou-se o impacto dos erros numéricos do computador embarcado, cuja precisão numérica é simples, com apenas 32 bits.

As modificações de projetos de aeronaves existentes para a instalação de novos sistemas e armamentos de forma a afetar a configuração externa da aeronave é prática comum na aviação de defesa. Modificações que impactam significativamente a aerodinâmica ou as condições de vôo influenciam os coeficientes de pressão ao longo das superfícies da aeronave. Essas mudanças no escoamento podem causar perturbações nas medidas dos sensores anemométricos exigindo que recalibrações anemométricas sejam realizadas para que os requisitos de certificação continuem a ser atendidos. Atualmente, a recalibração dos sensores é feita com ensaios em vôo. O objetivo do presente trabalho é propor alternativas que possam minimizar ou até mesmo substituir ensaios em vôo para recalibração dos sensores anemométricos e demonstração do cumprimento dos requisitos. O uso de ferramentas de dinâmica dos fluídos computacional (Computational Fluid Dynamics, CFD, em inglês). torna-se cada dia mais comum e aceito como fonte confiável de dados. Algumas análises para avaliar o melhor posicionamento dos sensores anemométricos, por exemplo, já são realizadas com o uso de ferramentas deste tipo. A análise de impacto de manutenções estruturais próximas a sensores também já é realizada com o uso de CFD. No desenvolvimento do trabalho, analisou-se o impacto da instalação de sistemas militares em uma plataforma civil utilizada em vôos regionais. Estudando os dados disponíveis da certificação do sistema anemométrico da plataforma básica foi possível relacionar aspectos que não sofreram alterações e com o uso da ferramenta de dinâmica dos fluidos computacional CFD++ calculou-se a variação do escoamento no entorno dos sensores anemométricos. Uma metodologia alternativa para certificação do sistema anemométrico, em especial para operação em espaço aéreo com Separação Vertical Mínima Reduzida (do inglês Reduced Vertical Separation Minimum, RVSM) é proposta. Metodologia esta baseada na reutilização de boa parte dos dados referentes à variação produtiva e erros decorrentes desta variação e na utilização de cálculos de CFD para avaliação da magnitude dos efeitos provenientes destas modificações. Como resultado, mostra-se possível a redução do número de ensaios em vôo necessários para a certificação da aeronave derivada, sem influenciar na qualidade e confiabilidade dos dados utilizados para embasar a calibração deste novo modelo de aeronave.

O presente trabalho está inserido no campo de investigação do movimento. Sua finalidade é a compreensão da interação entre o processo de combustão e as ondas acústicas. Experiências anteriores mostraram que sob ondas acústicas e em certas condições, a combustão não pré-misturada pode se comportar como uma combustão pré-misturada nos aspectos de baixa emissão de poluentes e mantendo a característica favorável de não estar sujeita a ignição no compartimento de pré-mistura. A informação sobre o campo de velocidades é fundamental para se entender a interação entre a chama e as ondas acústicas. Essa informação foi obtida através da técnica de velocimetria por imagem de partículas (PIV), cuja taxa de aquisição máxima é de 15 Hz, muito menor que as frequências das ondas acústicas investigadas. Para superar essa limitação, foi desenvolvida uma metodologia que a partir de medidas de velocidade uniformemente distribuídas é capaz de indicar a velocidade média do escoamento e a velocidade acústica. Foi feita uma avaliação abrangente da confiabilidade da técnica de PIV usada para medir velocidade acústica, a qual mostrou que os resultados tem alta confiabilidade. Foram realizadas com êxito medidas de velocidade acústica e de corrente acústica em escoamentos não reativos e reativos. A corrente acústica identificada difere dos tipos de correntes acústicas já conhecidas, como a de Rayleigh, de Eckart e de Schlichting, para as quais as velocidades de corrente estão numa ordem de grandeza menor que a velocidade acústica; enquanto, nesse tipo as velocidades de corrente estão na mesma ordem de grandeza que a velocidade acústica. Foi encontrado um número de Strouhal crítico, acima do qual esse tipo de corrente acústica não ocorre. Os resultados da experiência mostram que a corrente acústica encontrada move o ar periférico para o interior da chama.

O trabalho mostra os conceitos teóricos aplicados no desenvolvimento de um sistema de dados do ar e a relevância deste sistema para que diversas funções da aeronave sejam executadas. Fornece também um embasamento teórico do processo de Safety Assessment que é aplicado na indústria aeronáutica de forma a garantir a segurança de vôo e a certificação da aeronave pelas autoridades. Com base em dados de campo relatados pelos operadores das aeronaves regionais, é realizada uma análise das causas das remoções de componentes do ADS e dos principais problemas encontrados na frota. A partir destes dados é realizada uma estimativa de MTBUR (Mean Time Between Unscheduled Removals) dos componentes e a análise do comportamento deste parâmetro ao longo da vida da aeronave. É feita uma análise das soluções desenvolvidas pelo fornecedor da aeronave e dos componentes, com o objetivo de permitir que desenvolvimentos futuros possam prevenir a ocorrência das falhas já estudadas e desta forma apresentar um maior nível de confiabilidade e segurança.

Para se estudar o fenômeno da combustão supersônica é necessário utilizar equipamentos para ensaios em solo, tais como túneis de choque, aceleradores de massa e geradores de ar viciado. Para este fim, está sendo instalado no Instituto de Estudos Avançados (IEAv/DCTA) uma bancada de ensaio de combustão supersônica do tipo diretamente conectada, composta por um gerador de ar viciado (GAV) acoplado a um bocal supersônico. Esta bancada estava instalada inicialmente no Laboratório de Combustão e Propulsão (LCP/INPE), mas foi desativada. Uma bancada similar a esta, com melhorias, está sendo montada no IEAv a fim de contribuir o estudo da combustão supersônica que ocorre no combustor do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, que está em desenvolvimento neste Instituto. O escoamento de ar na saída da bancada deverá simular as mesmas condições do escoamento após as ondas de choque formadas pela parte frontal do veículo voando em velocidades hipersônicas. Estas condições são aquelas encontradas na entrada no combustor do scramjet (estato-reator a combustão supersônica), cujas principais características são: velocidades supersônicas e a alta temperatura. De forma a simular este fluxo supersônico, o ar é aquecido por combustão no interior do GAV, enriquecido com oxigênio e acelerado através da tubeira. Este escoamento deve apresentar as propriedades desejadas para o ensaio, além de conter os produtos da combustão, sendo por este motivo chamado de ar viciado, mantendo a mesma proporção de oxigênio da atmosfera. Para isto ocorrer, deve-se avaliar as condições do escoamento ao longo de toda a bancada, de forma a encontrar a melhor razão de equivalência entre os reagentes utilizados para aquecer o ar no GAV para manter a proporção especificada de oxigênio na saída da bancada, bem como determinar a geometria necessária da tubeira para que o escoamento seja acelerado até a velocidade desejada. Neste trabalho é apresentada uma metodologia para este estudo que analisa os processos de combustão no interior do GAV e da injeção de oxigênio suplementar, como também a aceleração através da tubeira considerando dois modelos de gás: caloricamente perfeito e congelado (frozen). Com este estudo será possível ajustar e controlar as condições do escoamento na saída do bocal supersônico, de forma a simular o ar que entra no combustor do 14-X quando em voo, permitindo assim o desenvolvimento das pesquisas da combustão supersônica no interior do motor scramjet.