Esta tese tem por objetivo propor um novo modelo de desenvolvimento de satélites, chamado de D4AIT (Design for Assembly, Integration and Testing - Projeto para Montagem, Integração e Testes). Esse modelo inclui os requisitos elétricos, mecânicos e ambientais de montagem, integração e testes, em nível de sistema, já na fase de concepção sistêmica do projeto do satélite. As atividades de montagem, integração e testes (AIT) de um satélite são uma seqüência lógica e inter-relacionada de eventos. O principal objetivo dessas atividades é alcançar o grau especificado de confiança de que o satélite está em conformidade com os parâmetros de desempenho especificados. O planejamento e a conseqüente execução dessas atividades sofrem grande impacto das atividades e decisões durante a fase de projeto do satélite. No entanto, mesmo projetos de satélites que se utilizam de engenharia simultânea de alguma forma, não levam em conta os requisitos de AIT nas fases de concepção e detalhamento do projeto do satélite. Como o custo e o tempo incorridos nas atividades de AIT correspondem à cerca de 35% e 23%, respectivamente, do total de um projeto espacial, a antecipação dos requisitos de AIT proporcionam ganhos potencialmente significativos de produtividade e qualidade do produto. Esta tese propõe o modelo D4AIT, desenvolve um método para aplicação desse modelo, aplica o método a um produto espacial real já desenvolvido e que utilizou uma abordagem de desenvolvimento tradicional, analisa potenciais ganhos caso o D4AIT fosse aplicado àquele projeto. O modelo proposto é resultado da caracterização e identificação de necessidades dos processos tradicionais de desenvolvimento de produtos espaciais. As conclusões são de que é possível fazer mudanças no processo tradicional de desenvolvimento de produtos e de que há fortes indicações de que essas mudanças proporcionariam ganhos em produtividade e qualidade no desenvolvimento de satélites. A tese propõe uma forma de implementar essas mudanças.

Made available in DSpace on 2014-06-12T15:52:59Z (GMT). No. of bitstreams: 2 arquivo653_1.pdf: 1672976 bytes, checksum: ce05197b835ab55a6f16e282f0679bb8 (MD5) license.txt: 1748 bytes, checksum: 8a4605be74aa9ea9d79846c1fba20a33 (MD5) Previous issue date: 2010 / Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior / Este trabalho busca examinar e analisar as políticas de desenvolvimento das indústrias aeroespaciais de defesa de Brasil, Índia e China para compreender tipo de relações que estes países possuem com suas indústrias. A hipótese é que os países buscam fortalecer as suas indústrias aeroespaciais de defesa numa estratégia de catching-up com os países mais avançados, com foco na dimensão de desenvolvimento tecnológico. Atreladas a esse processo, encontram-se ambições de cunho doméstico e geopolítico, tendo o segundo maior peso. O argumento teórico que sustenta a hipótese é que os países buscam dar saltos na escada da produção militar no intuito de atingir uma relativa auto-suficiência e reduzir a importação de fornecedores estrangeiros cujo foco de fortalecimento é sua rede militar sócio-técnica dos países receptores de material bélico. Através de acordos de co-desenvolvimento e produção por licença, Brasil, Índia e China objetivaram dar saltos nos passos da escada da produção. Encontramos semelhanças no nível doméstico desses países no sentido de que o desenvolvimento das indústrias aeroespaciais de defesa está relacionado a um projeto nacional de desenvolvimento econômico. No plano internacional, esses países buscam ser reconhecidos como potências, embora com disparidades e discrepâncias, sendo as indústrias aeroespaciais de defesa de Brasil, Índia e China parte desse processo. Detectamos que esses países ao longo das décadas de 1990 e 2000 incentivaram o processo de conversão da suas indústrias visando que os benefícios oriundos do setor militar se revertessem ao setor civil

O objetivo deste trabalho é propor um processo baseado na Engenharia de Sistemas que possa ser aplicado à concepção de veículos lançadores de pequeno porte. A motivação para este trabalho deriva da real necessidade de se ter um processo robusto quando se lida com o desenvolvimento de produtos complexos ou críticos no aspecto da segurança, como é o caso dos veículos lançadores. Para isso, foi realizada uma síntese das técnicas e práticas encontradas nas normas e manuais de Engenharia de Sistemas usados como referência num processo composto de sub-processos e atividades com escopo e precedências definidos. A essência da contribuição deste trabalho está na proposta de um processo de Engenharia de Sistemas e também na discussão da base conceitual e dos exemplos de aplicação necessários para sua adequada compreensão e aplicação. Para o estudo de caso, este trabalho desenvolve considerações sobre o processo de concepção de veículos lançadores, incluindo tópicos sobre os principais fatores de desempenho desses sistemas, e, por fim, ilustra com materiais extraídos da bibliografia disponível exemplos de aplicação do processo proposto no projeto conceitual dos veículos lançadores. Com os resultados obtidos, discute-se sobre as contribuições específicas deste trabalho fazendo correlação com os processos de Engenharia de Sistemas usados como referência. Esta também será uma oportunidade para apresentar e discutir melhor os fundamentos e suposições que estão na base do processo de Engenharia de Sistemas proposto. Como conclusão, foi observado que o processo proposto possui as qualidades necessárias para servir de referência ao projeto conceitual de veículos lançadores bem como ao de projeto conceitual de produtos e serviços em geral.

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Orientador: Luiz de Siqueira Matins FIlho. / Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do ABC. Programa de Pós-Graduação em Engenharia da Informação.

O estudo realizado teve como objetivo verificar que a utilização de uma maquete inercial, em substituição aos procedimentos atuais de calibração da máquina MRC MK9 - 11.000, utilizada para as medidas de momentos de inércia na Intespace, poderia trazer melhorias significativas no resultado das medidas. A proposição deste trabalho é baseada no fato que o método atual de calibração é realizado com massas de calibração que possuem os períodos e outras características, considerados na determinação da constante de torção da máquina (fundamental para a medição do momento de inércia), muito diferentes das características do espécime ensaiado. Acredita-se que se tivermos configurações de uma maquete de calibração com momentos de inércia que se aproximem daqueles do item ensaiado, teremos determinado a constante de torção da barra (K) com um erro menor (dK) desta determinação. Para determinar K com melhor precisão, propõe-se aplicar à uma maquete de calibração o método da diferença de inércias entre duas configurações que forneçam uma gama de momentos de inércia próxima àquela do item de teste. Determina-se, através de cálculos executados em planilha, as características físicas principais de uma maquete que deve criar momentos de inércia numa faixa de 880 a 2.000 m2.Kg. Dentro desta faixa útil de criação de momentos de inércia de calibração, avalia-se a melhoria que a técnica proposta traz sobre a precisão das medidas dos momentos de inércia. Os resultados dos cálculos para definir as configurações de calibração e avaliar os erros de determinação da constante de torção da barra (dK) para cada intervalo de 200 m2.Kg, são apresentados. Estes dK, aplicados a um exemplo prático de medida de momento de inércia de um satélite, confirmaram o impacto favorável do procedimento proposto sobre a precisão global da medida. Igualmente, realizou-se um breve estudo de determinação das características físicas de uma segunda maquete destinada a adaptar o procedimento de calibração dos meios de medidas físicas da Intespace às necessidades futuras.

O desenvolvimento de métodos para monitoramento da saúde de componentes aeronáuticos mostra-se desafiador por tratar de equipamentos expostos a variadas condições de operação e com limitado número de dados históricos de sensores para componentes com falha. A utilização de técnicas de análise multivariada envolvendo variáveis sensíveis a falhas e condições de operação mostra-se um alternativa para tratar estes problemas. A literatura apresenta alguns métodos para esta finalidade, como as estatística T2 de Hotelling e U2 de Runger sendo o segundo método vantajoso pois realiza o monitoramento através da coleta de variáveis sensíveis a falha e condições de operação, concentrando a análise nas variáveis sensíveis a falha, denominadas variáveis de interesse. A utilização de tais métodos tem com premissa a distribuição gaussiana dos dados. Para dados não gaussianos a literatura apresenta métodos baseados em técnicas de não paramétricas, porém sem possibilitar a seleção de variáveis de interesse. O trabalho desenvolvido apresenta um método de monitoramento da saúde de componentes para dados não gaussianos com a possibilidade de seleção de variáveis de interesse. O método foi testado utilizando um modelo dinâmico de uma turbina a gás e um modelo dinâmico de um sistema de atuação.

Este trabalho tem como objetivo a análise da aplicação de métodos formais para a modelagem e verificação de produtos de software embarcado para aplicações aeroespaciais de tempo-real. Como abordagem para modelagem, utilizam-se autômatos temporizados e a ferramenta UPPAAL. A verificação do modelo construído é realizada por meio da abordagem de model-checking, utilizando um conjunto de propriedades definidas em CTL que refletem os requisitos do sistema em análise. Particular ênfase é dada ao problema de verificação de requisitos de tempo no sistema em análise. Para tanto, a metodologia proposta inclui a modelagem não apenas do aplicativo de software mas também do sistema operacional que gerencia os diversos processos executados pelo software. Como estudo de caso utiliza-se o computador de bordo de um simulador de satélite com um grau de liberdade. Este estudo de caso inclui a determinação dos tempos utilizados para execução do software aplicativo e dos tempos utilizados pelo sistema operacional. Além da verificação dos requisitos de tempo do sistema, o estudo de caso apresenta uma análise de sensibilidade destes requisitos frente à variação de alguns parâmetros do sistema. Baseado nos resultados do estudo de caso, apontam-se as vantagens e limitações do uso da abordagem de model checking para verificação de sistemas de tempo real para aplicações aeroespaciais.

This dissertation presents a method for space system mission analysis. It is based on a new systems engineering approach namely "Enhanced Total View Framework (ETVF)", which seeks the concurrent development of the product and organizations involved. ETVF is also described in this dissertation and as the name suggests it is an enhancement of the "Total View Framework". The proposed method for space system mission analysis is called "Total Mission Analysis for Space System (TMASS)". It takes into account all space system life cycle, from the time the space system is qualified for use or operation to the time it is decommissioned or disposed of. Indeed, TMASS encompasses all the high-level procedures before, during and after the space system launching and operational phases. It includes space system non-operational and operational processes, comprising the development of the whole system where the space system is inserted. TMASS is applied to the Mission Analysis of the SARA Suborbital System. The results obtained by using the traditional approach are briefly compared with the results obtained by using the proposed method. TMASS is supposed to be applied in the earlier phase of a space system development. In addition, ETVF and TMASS intents are also to revive the logic behind the systems engineering activity which with time has become only a formality.

Sistemas espaciais geralmente possuem custos de pesquisa e desenvolvimento excepcionalmente elevados em comparação aos custos de produção e operação, principalmente devido ao baixo volume de produção e ao ciclo de projeto extenso e com vários ensaios. Nesta categoria se incluem as cargas úteis para veículos de sondagem. Uma alternativa para diminuir esses custos é utilizar equipamentos comuns para realizar mais de uma função, ao invés de equipamentos especializados. Equipamentos multifunção são especificados através da análise de comunalidade do sistema, que pode ser estendida para abranger diferentes missões do veículo. A comunalidade reduz esforços de P&D, mas resulta em perda de desempenho e excesso de funcionalidade. Neste trabalho, é proposto um método para auxiliar o projetista do sistema na escolha da melhor solução de compromisso entre esses dois aspectos. É apresentado um modelo matemático para descrever o problema dos equipamentos multimissão e multifunção que pode ser adaptado ao nível de detalhamento desejado para análise. O problema foi modelado de forma a não ser necessário atribuir pesos relativos entre os objetivos conflitantes, representados por aspectos monetários e técnicos. Restrições são incluídas no modelo para melhor representar os problemas reais, que dificilmente são irrestritos. Para otimizar os objetivos do modelo, é utilizado um algoritmo genético multiobjetivo com restrições. Ele é aplicado a problemas exemplo, com diferentes níveis de detalhamento. O algoritmo é capaz de encontrar a frente de Pareto com as soluções não dominadas, fornecendo ao projetista um conjunto de alternativas de projeto. Cabe a ele a decisão final sobre qual solução utilizar, baseado em informações de alto nível, muitas vezes advindas da experiência e difíceis de serem modeladas.