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.

Os motores foguete a propelente híbrido com combustíveis baseados em parafina podem ser uma tecnologia revolucionária no campo da propulsão aeroespacial. A elevada taxa de regressão da parafina elimina a desvantagem da necessidade de grãos combustível complexos. Esses motores, longe de apenas uma promessa, já foram testados com sucesso em voos tripulados. No futuro, podem ser competitivos em aplicações de turismo espacial e como boosters para veículos lançadores pesados. O uso da parafina é uma grande oportunidade não só em motor foguete. O emprego desse material em ramjets a combustível sólido tem sido tema de investigação por pesquisadores e empresas que já produzem motores foguetes a propelente híbrido. A possibilidade de usar a parafina com eficiência elevada e baixo custo em ramjets e motores foguete estimula sua aplicação em ciclos combinados desses motores, que buscam aproveitar o máximo das vantagens de cada modelo propulsivo em seus envelopes de melhor desempenho. O sucesso da aplicação de ciclos combinados, em particular tendo a parafina como combustível, pode revolucionar em termos de custo o acesso ao espaço e também o cruzeiro atmosférico de elevada velocidade. Para isso, entretanto, cuidadosas investigações experimentais ainda devem responder como se comportam motores foguete e ramjets com propelentes baseados em parafina em ciclos propulsivos combinados. Dentro desse contexto, o presente trabalho apresenta o projeto, a construção e a realização ensaios em uma bancada laboratorial com um motor de variado emprego. A bancada desenvolvida permite o estudo de fenômenos relacionados ao desempenho do motor com queima de parafina em modo motor foguete, em modo ramjet a combustível sólido e, também, em ciclo combinado. De fato, os testes realizados com o motor e a bancada forneceram dados que permitiram o sucessivo ajuste do motor para funcionamento de acordo com as especificações de projeto para o funcionamento com gás oxigênio. Dentre outros parâmetros, dados de empuxo específico e de taxa de regressão da parafina foram levantados. Os resultados mostraram desempenho próximo ao estimado na fase de projeto. A ignição e o funcionamento com ar continuam sendo um desafio que deve ser endereçado em trabalhos futuros por meio do uso de injetores pressure swirl, por meio de aditivos ao grão propelente, pela avaliação do uso de outros tipos de ignitores e, também, através de injeção simultânea de ar com oxigênio.

Este Trabalho apresenta um ciclo completo de desenvolvimento incluindo manufatura, instalação e testes de uma Superfície Óptica Refletora conhecida na literatura como Optical Solar Reflector - OSR, utilizadas como radiador térmico de satélites. O OSR é basicamente um espelho de segunda superfície composto por uma lâmina de borossilicato ou sílica fundida, com um filme fino de prata depositado na face não exposta ao ambiente espacial. Esses radiadores são utilizados em determinadas partes do satélite para a rejeição de calor para o meio espacial. No Brasil utiliza-se, no lugar de OSR, superfícies pintadas com tinta branca que, embora de custo menor, sofrem degradação das propriedades ópticas quando expostas ao ambiente espacial, e por consequência aumentando a temperatura interna do satélite no final de sua vida útil. Este projeto visa oferecer uma alternativa para substituição da tinta por esse modelo de radiador, considerando suas características de baixa degradação ao longo da vida orbital do satélite. No processo de manufatura do OSR, utilizou-se o borossilicato com 115m de espessura e o filme metálico foi depositado pelo processo Electro Beam de deposição de filme fino utilizando-se o equipamento do CTE-INPE. Tendo o OSR fabricado, foram pesquisados alguns tipos de adesivo para a fixação dos mesmos no satélite, sendo considerada tanto a adesão a resistência a dilatação e contrações térmicas devido aos ciclos térmicos no qual o satélite é exposto durante a sua vida orbital. Um radiador simples foi montado em uma placa de alumínio e foram submetidos a testes de vibração, medidas de absortividade ( S) e emissividade ( IR , e testes vácuo-térmico e de choque térmico. Estes testes comprovaram as boas propriedades termo ópticas do refletor, e validaram a aderência da prata no borossilicato, assim como a aderência da cola escolhida para a fixação dos OSR';s na estrutura do satélite. Todos os testes foram executados no Laboratório de Integração e Testes do Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (LIT- INPE).

The use of computational tools in the aerospace industry has been an important ally in the prediction of physical phenomena. Investment in knowledge in computational simulation is essential for engineering professionals, who work in multidisciplinary design. However, paraphrasing the noble patron of aeronautics, Alberto Santos Dumont, "things are more beautiful when we have a wide vision of your work field", indicating, in the computational simulation context, that the knowledge of methods and theories allocated inside of the software black box allows a complete and lucid analysis of results. Evidently, by commercial reasons we cannot get the knowledge of how to give the total operation of the software, but the core concepts that guarantee the reliability of that can be studied. The Brazilian VHA 14-X is a technological demonstrator of a hypersonic airbreathing propulsion system based on supersonic combustion (scramjet) to fly at Earth';s atmosphere at 30 km altitude at Mach number 7 to 10, designed at the Laboratory of Aerothermodynamics and Hypersonics Prof. Henry T. Nagamatsu, at the Institute for Advanced Studies. Basically, scramjet is a fully integrated airbreathing aeronautical engine that uses the oblique/conical shock waves generated during the hypersonic flight, to promote compression and deceleration of freestream atmospheric air at the inlet of the scramjet. Scramjet is an aeronautical engine, without moving parts, therefore it is necessary another propulsion system to accelerate the scramjet to the operation conditions. The Brazilian two-stage rocket engines (S31 and S30) are able to boost the VHA 14-X to the predetermined conditions of the scramjet operation, 30 km altitude but at Mach number 7 and 10. Therefore, it is needed to design the structure of the VHA 14-X to support the aerodynamic loads during the atmospheric hypersonic flight at the same conditions. One-dimensional theoretical analysis, applied at 30 km altitude at Mach number 7 and 10, provide the pressure distribution on the VHA 14-X upper and lower surfaces. Structural materials for the stringers and ribs as well as coating materials for the thermal protection systems were specified based on preliminary studies. ANSYS Workbench software, which provides the Structural Numerical Analysis using Finite Element Method, has been applied to the structural analysis of the VHA 14-X waverider unpowered scramjet at 30 km altitude at Mach number 7 and 10. Stress field, strains and deformations are presented. Finally, the thermal response in terms of temperature field, total heat flux and directional heat flux in x, y and z axis are provided over the VHA 14-X waverider unpowered scramjet at 30 km altitude at Mach number 7 and 10.

Motores foguetes a propelente sólido de um artefato militar (Sistema Balístico Ar Terra, SBAT 70mm) foram utilizados em estudo comparativo de envelhecimento natural e acelerado confinados, semi e abertos. Sendo que um deles, além do tempo (10 anos) em estocagem em paióis da FAB-Força Aérea Brasileira, ainda foi submetido a um programa de envelhecimento acelerado. Após este processo de envelhecimento artificial dos motores ter sido concluído, os foguetes do artefato foram desmontados sendo então retiradas amostras dos grãos propelentes sólidos compósitos as quais foram conduzidas para análises físico-químicas pela aplicação de técnicas de análise térmica, mais especificamente, termogravimetria (TGA) e calorimetria exploratória diferencial (DSC). Concomitantemente, amostras do grão propelente sólido não confinadas também foram submetidas a ciclos de envelhecimento artificial semelhante ao do motor. Estas amostras apresentaram mudanças nas propriedades térmicas semelhantes àquelas encontradas na literatura para as amostras não-confinadas. Essas mudanças, caracterizadas principalmente pelas propriedades energéticas, indicam que o compósito instalado no motor tem uma vida útil pré-determinada que leva em conta os parâmetros balísticos de projeto do motor correspondente, sendo a principal delas o desempenho em voo. Observou-se uma queda na variação de entalpia (?H) da fase exotérmica da curva DSC de amostras do grão o que indica possíveis alterações na performance do motor, especialmente um aumento do Erro Circular Provável (CEP), que é o principal parâmetro de qualificação do artefato impulsionado pelo motor estudado nesta pesquisa. Da mesma forma, houve uma queda do valor absoluto da energia de ativação (Ea) na decomposição térmica do material envelhecido. Ainda foram realizados ensaios de natureza mecânicas de formulação semelhante à utilizada no motor do SBAT, envelhecida artificialmente sob diferentes condições. Foram avaliadas as seguintes propriedades mecânicas: resistência máxima à tração, módulo elástico ou de Young, alongamento na região elástica, alongamento de ruptura e dureza. Verificou-se uma variação nas propriedades mecânicas com o incremento de temperatura e tempo de envelhecimento acelerado, o que indica um possível aumento na densidade de ligações cruzadas nas amostras estudadas. O processo de envelhecimento do grão é intrínseco às suas matérias primas e processamento de obtenção.

This work presents an experimental investigation carried out in the Hypersonic Shock Tunnel T3, using the 1:2 scale model of the scramjet technology demonstrator 14-X B, developed at the Laboratory of Aerothermodynamic and Hypersonic Prof. Henry T. Nagamatsu belonging to the Instituto de EstudosAvançados (IEAv). The scramjet demonstrator 14-X B was installed parallel to the free-stream hypersonic flow at angle of attack 0 and Mach numbers 6 to 12 approximately. On the scramjet demonstrator 14-X B lower surface, flush mount piezoelectric pressure transducers are installed to measure the pressure distribution along the model central streamline (longitudinal symmetry line) and off-line. A piezoelectric pressure transducer is installed at the leading edge of the model 14-X B (pitot tube) to measure the freestream total pressure and to infer the airflow speed of the hypersonic flow in the test section of the hypersonic shock tunnel T3. In addition, a theoretical analysis based on the viscous hypersonic flow is applied to airflow over the airframe scramjet engine. The experimental results are collected and analyzed, showing a reasonable agreement with the theoretical ones.

Esta dissertação apresenta uma análise estrutural em regime transiente da câmara de empuxo do Motor Foguete a Propelente Líquido L15 que se encontra em desenvolvimento na Divisão de Propulsão Espacial, no Instituto de Aeronáutica e Espaço. Para tanto foi utilizado o método de elementos finitos por meio dos programas MSC.Patran e MSC.Nastran. O regime transiente caracteriza-se pela existência de um carregamento dinâmico, a pressão de câmara, variando no domínio do tempo. Para a determinação das respostas dinâmicas foi selecionada uma solução MSC.Nastran que calcula a resposta utilizando o método da superposição modal. Deslocamentos e acelerações de nós em duas diferentes regiões da câmara de empuxo (região cilíndrica e tubeira) foram resultados utilizados para quantificar a magnitude e intensidade das vibrações geradas nesses locais e verificar a influência do amortecimento.

O presente trabalho aborda os desafios que as organizações enfrentam na incorporação da sustentabilidade em sua estratégia de negócio e operações. Como resposta a tal demanda, o Sistema Integrado de Gestão (Qualidade, Meio Ambiente, Responsabilidade Social, e Saúde e Segurança do Trabalho) integrado à Manufatura Enxuta se apresenta como uma resposta competitiva para que as organizações prosperem na sua indústria sob os princípios do desenvolvimento sustentável. A investigação sobre os atuais modelos utilizados pelas organizações revela o uso de Sistemas Integrados de Gestão e Sistemas de Manufatura Enxuta de forma não integrada e muitas vezes conflitante. O objetivo deste trabalho é propor um modelo para a melhoria da sustentabilidade corporativa, baseado na integração do Sistema Integrado de Gestão (Qualidade, Meio-Ambiente, Saúde e Segurança do Trabalho, e Responsabilidade Social) e do Sistema de Manufatura Enxuta. O modelo proposto foi aplicado em uma organização do setor aeroespacial e a implementação do Sistema de Gestão Enxuto-Integrado para a Sustentabilidade tem potencial de gerar melhoria do desempenho da sustentabilidade para a organização, com produção mais rápida, mais flexível, reduzindo os estoques, reduzindo os problemas da qualidade, ambientais, de responsabilidade social e de saúde e segurança do trabalho, de forma a tornar a empresa mais competitiva.

A propulsão por motores-foguete foi explorada ao longo do século XX com o uso da propulsão por motores foguete a propelente líquido (MFPL) em viagens espaciais; e com a propulsão por motores foguete a propelente sólido (MFPS) em sistemas de armamentos, devido à necessidade de aliar bom desempenho à utilização imediata e vida útil prolongada, além da relativa simplicidade do sistema aliada a menores custos. No final do século XX, as tecnologias de propulsão líquida e sólida foram integradas nos motores híbridos, encontrados atualmente na propulsão de veículos lançadores, mísseis, entre outros. O mais versátil dos binders de propelentes é obtido pela reação poliol (PBLH)/diisocianato (IPDI), por sua capacidade de suportar altos carregamentos, baixo custo e facilidade de processamento. A obtenção e manutenção das propriedades mecânicas do grão propelente sólido são fundamentais ao bom desempenho do MFPS durante sua vida útil, pois o grão estará sujeito a diversos esforços durante sua vida útil que podem comprometer sua integridade estrutural. Os binders obtidos neste trabalho com a substituição parcial do PBLH pelos polióis 2,5-hexanodiol, trietanolamina e polipropileno glicol, buscando um desempenho mecânico superior em comparação ao binder que utiliza apenas o poliol PBLH, foram caracterizados mecanicamente com o emprego de ensaios de tração. Para as amostras de binders baseados apenas em PBLH, foram variadas as cargas e agentes de cura, buscando-se avaliar a influência destes sobre propriedades do binder, tais como resistência à tração, dureza, viscosidade e tempo de processamento, e a influência dos plastificantes nas propriedades mecânicas do binders obtidos. Por fim, realizaram-se testes de envelhecimento natural e envelhecimento acelerado para o propelente baseado em PBLH, buscando avaliar as modificações em suas propriedades de resistência à tração, elongação e dureza em até 360 dias. O mecanismo considerado neste processo de envelhecimento é o aumento da densidade de ligações cruzadas pela quebra da dupla ligação do PBLH, podendo tornar o artefato mais instável. As amostras do grão propelente submetidas ao envelhecimento apresentaram mudanças em suas propriedades que coincidem com os valores disponíveis na literatura. Os resultados mostraram que é possível substituir com vantagens o PBLH por baixas concentrações de polióis de cadeia curta, especialmente o 2,5-hexanodiol. Neste caso, foram observadas melhorias nas propriedades mecânicas, como a elongação na ruptura, que apontam para o uso vantajoso deste poliol em formulações de propelentes e combustíveis sólidos. Também pôde ser demonstrada a estabilidade do grão baseado em PBLH, inclusive quando submetido a envelhecimento acelerado em todas as análises realizadas.

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.