Manutenção não planejada de sistemas aeronáuticos é geralmente associada com altos custos. Parte desses custos poderia ser evitada com a adoção de programas de prognóstico de sistemas. O objetivo desses programas é avaliar o estado atual de saúde de um componente baseado nos dados disponíveis (como dados de voo e de manutenção) e estimar o desempenho futuro do componente. Diversos algoritmos podem ser utilizados para esse propósito. Este trabalho propõe um método baseado em um algoritmo de classificação Support Vector Machine (SVM), que classifica um componente aeronáutico entre SAUDÁVEL e DEGRADADO. O algoritmo SVM de classificação consiste em uma máquina de aprendizado supervisionado, treinada a partir de dados de voo e registros de manutenção. Depois de treinado, o classificador SVM é aplicado a qualquer novo voo. Do resultado das classificações, um índice de degradação é gerado, de tal forma que seja fácil identificar o estado de saúde do item aeronáutico. Como estudo de caso, o método é aplicado para estimar falhas de válvulas de sangria pneumática de motores. Dados reais de voo (quatro parâmetros relacionados ao sistema de sangria) e registros de manutenção (datas das substituições do componente) foram usados para gerar os conjuntos de dados de treinamento e generalização. Os resultados mostram ser possível identificar quando o componente está próximo de falhar e deve ser substituído. Uma vantagem do método proposto é não requerer conhecimento sobre os modos de falha do componente.

Este trabalho propõe e avalia a aplicação da técnica de verificação model checking no desenvolvimento de software embarcado de satélites universitários. Inicialmente, apresenta uma revisão do cenário atual de projetos de satélites universitários, com foco no computador de bordo e a adoção de normas para este subsistema. Esta revisão aponta que os satélites universitários tendem a adotar estratégias simples e de baixo custo para garantir dependabilidade, o que torna o uso de model checking uma solução atrativa, viável e factível para verificação da especificação de software embarcado crítico destes satélites. Como estudo de caso, utiliza-se a ferramenta UPPAAL, baseada em autômatos temporizados, para verificação da especificação de software do módulo de comunicação (CM) do computador de bordo do satélite universitário ITASAT. Este módulo executa programas sequenciais que contemplam: recepção de telecomando, execução de comandos diretos, verificação dos principais canais e envio de telemetria. A primeira etapa do processo de aplicação de model checking consistiu na modelagem, de forma isolada, de cada um dos dois submódulos do CM. Para cada modelo, foram feitas verificações de propriedades básicas e dos requisitos de software. Foras discutidas estratégias práticas para contornar o problema de explosão de número de estados. Numa segunda etapa, os modelos dos dois submódulos foram integrados em um único modelo. Para o modelo integrado, foram verificadas as propriedades de alcançabilidade, ausência de deadlock e propriedades referentes a interação entre os módulos. Apesar das restrições de comandos disponíveis, devido ao problema de explosão de estados, foram criados cenários de verificação para observar a relação entre módulos. Ao final, conclui-se que a utilização do model checking permitiu a identificação de erros e de oportunidades de melhoria na especificação de requisitos e que é uma solução viável para atender a proposta de satélites universitários.

Veículos aeroespaciais, voando a grandes velocidades, estão sob o efeito de elevadas cargas térmicas decorrentes da transformação da energia cinética do escoamento em energia térmica, causando um fenômeno conhecido como aquecimento aerodinâmico. O objetivo desta dissertação é, através de uma abordagem analítica do problema, estimar os níveis de fluxo de calor ao qual o Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X S estará sujeito durante o voo atmosférico. O Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X S faz parte de um projeto estratégico do Comando da Aeronáutica que consiste de um demonstrador da tecnologia de um estato-reator a combustão supersônica (scramjet) que está sendo desenvolvido na Divisão de Aerotermodinâmica e Hipersônica, do Instituto de Estudos Avançados (IEAv). Este trabalho apresenta uma revisão bibliográfica dos principais projetos em scramjet desenvolvidos até o momento, além das principais teorias para cálculo de fluxo de calor de veículos em voo. As cargas térmicas são obtidas através de duas modelagens distintas para o ar atmosférico, sendo a primeira como um gás perfeito e a segunda como um gás em equilíbrio termodinâmico. Depois, através do desenvolvimento de sub-rotinas computacionais desenvolvidas em linguagem MATLAB, os fluxos de calor são calculados para as diversas regiões do veículo e em diversas condições de voo simuladas, baseadas na trajetória do Veículo de Sondagem VSB 30. Os resultados foram comparados aos obtidos de projetos similares e também a uma análise preliminar na área de CFD (Computational Fluid Dynamics) apresentando uma relevante concordância.

Escoamentos de alta velocidade, sejam eles pertencentes à classe supersônica ou hipersônica, são sistemas intrinsecamente ligados às tecnologias aplicáveis ao setor aeroespacial. A capacidade de se determinar a velocidade de um escoamento ganha particular importância se considerada sua aplicação como informação crítica na validação de códigos computacionais de dinâmica de fluidos. O objetivo do presente trabalho é a caracterização das velocidades de escoamentos produzidos por uma câmara de expansão. Para tanto, foram utilizadas três técnicas para medidas de velocidades supersônicas e subsônicas. Uma técnica intrusiva, que utiliza um Detector por Ionização Rápida, para caracterização de escoamentos supersônicos e duas técnicas ópticas, schlieren e um método modificado do schlieren que foi combinado com a absorção molecular do iodo. Com o uso do Detector por Ionização Rápida foi possível estudar escoamentos produzidos em uma pressão de 10-6 mbar e com velocidades que variaram de 21 até 726 ms-1. Usando o método das características para calcular a temperatura e o número de Mach, foi possível obter escoamentos com temperatura mínima de 29 K e com número de Mach máximo de 12. Com a velocimetria schlieren foi possível visualizar escoamentos sob um vácuo de até 200 mbar e com velocidades que variaram de 5,2 até 66,5 ms-1. A temperatura do escoamento variou de 300,0 a 297,6 K e o número de Mach máximo foi de 0,2. A partir da modificação do método schlieren, foi possível visualizar escoamentos em pressões de até 15 mbar, equivalente a uma ordem de grandeza inferior ao método schlieren convencional. Com o método foram medidas velocidades do escoamento que variaram de 92,0 a 190,0 ms-1. A temperatura variou de 295,3 a 280,1 K e o número de Mach máximo foi de 0,6.

Motores scramjet representam uma tecnologia promissora em aplicações aeroespaciais hipersônicas. A principal vantagem dessa classe de sistemas propulsivos deve-se ao fato de que tais motores não precisam transportar consigo o oxidante, que é obtido da própria atmosfera. Essa característica proporciona uma considerável redução de peso que, por sua vez, se traduz em maior capacidade de carga útil e maior impulso específico que motores foguete convencionais. Entre as possíveis aplicações para motores scramjet está a utilização como um dos estágios de veículos aeroespaciais, aeronaves de cruzeiro hipersônicas de caráter militar ou civil e mísseis hipersônicos. Apesar de serem estudados desde os anos 1960, com diversos avanços significativos já alcançados, não há, atualmente, motores scramjet utilizados em aplicações reais, estando essa tecnologia ainda em fase de testes e desenvolvimento. Entre os países que têm investido no domínio da tecnologia scramjet encontram-se Estados Unidos, Austrália, Rússia, França, Alemanha e Japão. No Brasil, esforços também têm sido realizados no Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, do Instituto de Estudos Avançados (IEAv), em São José dos Campos.Um dos projetos de veículos hipersônicos scramjet desenvolvidos no IEAv é o veículo hipersônico aeroespacial 14-X B, objeto de análise deste estudo, projetado para voar com número de Mach 7 numa altitude de 30 km. Este trabalho teve por objetivo realizar uma análise de desempenho do veículo 14-X B nas suas diversas condições de operação possíveis. Para tanto, desenvolveu-se, primeiramente, uma metodologia para determinação do envelope de voo com base na geometria do veículo, combustível utilizado e num conjunto de critérios de restrição reunidos da literatura. Realizou-se, então, um estudo do comportamento das ondas de choque/expansão nas diversas condições de operação possíveis, identificando-se como prevê-las a partir da informação das condições de voo. Por meio de um conjunto de hipóteses simplificadoras, entre elas a de que o escoamento ao longo do veículo consiste de ar caloricamente perfeito e sem viscosidade, foi desenvolvida uma rotina para calcular o envelope de voo e os parâmetros de desempenho ao longo desse envelope para um veículo com configuração 2D, com base na sua geometria e combustível. Os resultados foram comparados com resultados de uma análise CFD que utilizou hipóteses semelhantes para três casos distintos e a maior diferença foi de 22%. Por fim, foi realizada uma análise dos resultados obtidos para três casos: i) considerando voo de cruzeiro; ii) considerando voo para máxima aceleração e iii) alterando-se um parâmetro de voo de cada vez (altitude, Mach, ângulo de ataque e razão de equivalência). Foram avaliadas as tendências dos parâmetros de desempenho, buscando-se compreender o porquê de cada comportamento, identificar oportunidades de melhorias e alertar para situações indesejadas.

Circuitos eletrônicos operando no espaço ou em altitudes elevadas na atmosfera, como, por exemplo, em sistemas embarcados em satélites e aeronaves, sofrem o impacto de íons e outras partículas ionizantes que podem afetar o seu correto funcionamento. A execução de ensaios em solo para determinar o comportamento de componentes e circuitos submetidos a radiações ionizantes é de grande auxílio tanto no projeto quanto na qualificação dos circuitos do produto final. Para os componentes eletrônicos básicos fornece importantes subsídios para o projetista procurar medidas preventivas, que possam ser consideradas no projeto, seja no desenvolvimento de circuitos tolerantes ou na aplicação de técnicas de proteção e/ou mitigação dos efeitos da radiação ionizante, de maneira que o sistema possa funcionar correta ou satisfatoriamente, atendendo às especificações de desempenho e tolerância da missão. Este trabalho descreve o desenvolvimento de uma plataforma para ensaios de efeitos da radiação ionizante em memórias SRAM de tecnologia 130 nm de uso comercial (COTS - do inglês, Commercial Off-The-Shelf). A plataforma pode realizar tanto ensaios para efeitos de dose acumulada (TID - Total Ionizing Dose) quanto para efeitos de eventos singulares (SEE - Single Event Effects). Neste trabalho são realizados ensaios de retenção de dados (DRF - Data Retention Fault). A plataforma é composta pelo sistema de aquisição de dados e controle e pelo sistema de irradiação. O sistema de aquisição de dados e controle trabalha em conjunto com o sistema de irradiação para ensaios dos efeitos de dose acumulada ou com o sistema de irradiação para os ensaios dos efeitos isolados de partículas. O sistema de aquisição de dados e controle é dividido em hardware e software. O hardware é composto por uma placa mãe controlado por um FPGA e placa filha. O software controla as funções de aquisição e transferência de dados executados pelo FPGA. Nos ensaios de efeitos de dose acumulada são obtidos: o valor do limiar de dose na qual a memória começa a perder a sua capacidade de retenção e o valor da dose acumulada onde a memória não é capaz de armazenar nenhum dado com segurança. Nos ensaios de efeitos isolados de partículas é obtida a taxa de erros devida a eventos singulares (SEU) para nêutrons de alta energia e para nêutrons térmicos. O ensaio de efeitos de dose acumulada até 1 Mrad não produziu alterações no desempenho da memória e os ensaios para neutros rápidos e para nêutrons térmicos produziram taxas de SEU de 2,82*10-4 Upset/disp*h e 1,18*10-3 Upset/disp*h, respectivamente, que resultarem nas respectivas seções de choque de SEU da memória de 8,54*10-15e 6,24*10-15cm2/bit.

Este trabalho trata das especificidades no desenvolvimento tecnológico-científico de um equipamento singular empregado em um experimento de biologia espacial a bordo da Estação Espacial Internacional - ISS, durante a missão Centenário da AEB (missão ISS-13), realizada em Março de 2006. O principal objetivo deste experimento, denominado DRM, foi correlacionar os mecanismos de reparo celular e a mutagênese com a microgravidade. Para tanto foi desenvolvido um equipamento irradiador compacto, chamado CIM, capaz de induzir danos ao DNA de quatro variantes genéticas da bactéria Escherichia Coli K-12 (AB1157, AB2463, AB2480 e P3478) no espaço. A indução de danos pelo sistema CIM é feita através de dispositivos que utilizam LEDs que emitem em 375 nm (UV-A). As restrições impostas a equipamentos utilizados em vôos espaciais tripulados, os fatores operacionais, bem como o protocolo do experimento DRM, são apresentados na descrição do equipamento CIM. Os testes de qualificação e aceitação e toda documentação exigida também são apresentados. Os procedimentos das medidas e cálculos utilizados para obtenção da irradiância gerada pelos LEDs UV-A são descritos. Uma revisão detalhada da literatura aponta para o ineditismo do experimento DRM e seus resultados confirmam a compatibilidade do equipamento CIM com vôos orbitais tripulados.

Software industry is currently moving towards automation of business processes and applications increasing architectural complexity and the dynamics of requirements change. This work proposes a novel software development process, called SPAREv that includes all todays critical innovations on four areas: Model-Driven Development (MDD); Systematic Reuse; Development by assembly; and Process frameworks. SPAREv employs for: (1) Safe architectural reuse - intent specifications and a customized domain-specific pattern-based software framework; (2) Project variability - metaprogramming and Software Product- Line Engineering (SPLE); and (3) Adaptability - round-tripping and software automation by adopting MDD. A case study on satellite on-board software considers an architectural pattern or framework where project specificities are added as plug-ins, e.g. different control algorithms. Software dependability in this domain is discussed and a novel concept of Pattern-Based Software Fault Tree Analysis (PB-SFTA) presented. Finally, impact is inferred via reuse metrics, e.g. Return on Investment (ROI), and Cost/Benefit analysis. Trends and perspectives are presented highlighting assets and knowledge management, and a Reuse Maturity Model. In order of relevance, the author considers that the three major contributions of this work are: (1) The SPAREv process; (2) The PB-SFTA approach; and (3) The application of metaprogramming into the space software domain.

As memórias são de fundamental importância no computador de bordo de um satélite, uma vez que são responsáveis por armazenar as informações necessárias para o funcionamento correto do mesmo, além dos dados coletados pela carga útil do satélite. Este trabalho propõe uma metodologia e aplicação da mesma em um sistema de memória, de tal forma que, através de passos bem definidos, possibilite a utilização de componentes de memórias não qualificadas para área espacial, com o grau de confiabilidade especificado. Uma etapa baseada no processo de screening foi utilizada como parte integrante de um programa de confiabilidade conduzido na fase de projeto e desenvolvimento do computador de bordo. Na aplicação, um lote mínimo de memórias SRAMs de categoria industrial projetada sem levar em conta efeitos do ambiente espacial (não possuindo garantia do fabricante para operar no espaço) foram submetidas a screening.A metodologia utiliza a aplicação da técnica de screening com a finalidade de conhecer as características de confiabilidade desses componentes e a eliminação de componentes defeituosos. Uma outra etapa abordada na metodologia é o aumento da confiabilidade no desenvolvimento do módulo de memórias SRAMs para o computador de bordo, utilizando os componentes que sobreviveram ao screening. Finalmente, é proposta uma etapa de validação do desenvolvimento do aumento da confiabilidade do módulo, utilizando o método de injeção de falhas. Os resultados conseguidos através da aplicação da metodologia aos módulos de memória SRAM demonstram que a metodologia proposta pode vir a ser uma eficiente ferramenta de projeto a ser utilizada no desenvolvimento de sistemas espaciais.

This work presents the results of shock tunnel tests of a Mach 10 waverider with sharp leading edges. The waverider surface was generated from a conical flowfield with the volume and the viscous lift-to-drag ratio as optimization parameters. A compression and expansion ramps were added to the pure waverider surface in order to simulate the flow over a scramjet engine. The compression ramp was designed so as to provide the ideal conditions for the supersonic combustion of the Hydrogen while the expansion section was derived from an ideal minimum length supersonic nozzle. The experimental data included Schlieren photographs of the flow and the pressure distribution over the compression surface. These data were compared with the inviscid theory. During these investigations, the IEAv's T3 shock tunnel was used to simulate the hypersonic flow. The stagnation conditions as well as the free stream properties were estimated using numerical codes. The tunnel operated at Mach number ranges of 8.9 to 10, Reynolds number from 2.25 x 106 to 8.76 x 106 (m-1) and Knudsen number from 0.06 to 0.19. From the Schlieren photographs it was noted that the inlet flowfield behaves according to the predictions of the hypersonic viscous interaction models. Also, the pressure variation along the compression surface centerline was obtained using piezoelectric pressure sensors. The resulted profile presented the general trend of the flow described by these models.