Dentro do contexto de aquisição dos dados de testes, de preparação para lançamento e de vôo, para a verificação de funcionamento dos equipamentos e a validação de modelos matemáticos utilizados no projeto do Veículo Lançador de Satélites (VLS-1), este trabalho apresenta uma técnica para processamento de dados das medidas de sensores embarcados, a ser implementada em uma estação de solo. Nessa técnica, é verificado o desempenho de vários métodos utilizados na geração das curvas de ajustes. A avaliação do desempenho de um método é prejudicada em medidas com incertezas, devido ao valor verdadeiro ser desconhecido. Para tal, são realizadas simulações com medidas teóricas acrescidas de incertezas, considerando média nula e desvios padrões de sensores reais, obtidos através dos dados de calibração de laboratório. Desse modo, pode-se selecionar o método que apresenta melhor desempenho para os dados simulados. O desempenho é avaliado através do desvio padrão e do coeficiente de correlação, entre as medidas estimadas pelos métodos aplicados e as medidas verdadeiras teóricas. Os resultados são apresentados através de um benchmark. O método selecionado varia em função da configuração de monitoramento empregada e da característica do elemento sensor, denominadas padrão de monitoramento. Diante de inúmeros padrões de monitoramentos, este trabalho apresenta a aplicação dessa técnica em dois padrões de monitoramentos, sendo utilizados em casos reais para a avaliação dos resultados.

O presente trabalho visa simular o funcionamento de uma válvula reguladora de empuxo e uma válvula reguladora da razão de mistura de um motor foguete a propelente líquido. Para tanto, são feitos primeiramente uma explanação do funcionamento das válvulas reguladoras em questão e, posteriormente, o dimensionamento dos elementos sensíveis, como molas, fole e membrana. Através da técnica de grafos de ligação (Bond Graphs), é montado o grafo de ligação das válvulas reguladoras e realizado a simulação computacional através do software 20-Sim, que é especializado em simular grafos de ligação. Assim, com esta ferramenta de análise de controle, poderemos verificar os requisitos funcionais e operacionais das válvulas reguladoras de controle do empuxo e da razão de mistura dos propelentes.

No atual processo de produção de Propelente Sólido Compósito que é utilizado nos Foguetes de Sondagens e no Veículo Lançador de Satélites, desenvolvidos pelo Instituto de Aeronáutica e Espaço, estão previstos dois sistemas dedicados para efetuarem a homogeneização da mistura das matérias-primas presentes nesse propelente. Esses sistemas são denominados Macerador I e Macerador II. Com a principal meta de modernizar o referido processo, optou-se por automatizar toda a operação do Macerador II. Nesse contexto, este trabalho apresenta propostas de modelos, elaborados por meio das Redes de Petri, para representarem a atual arquitetura de automatização empregada na operação de comando e controle do Macerdor II. Esses modelos são submetidos às várias seqüências de simulações para avaliar se o comportamento dessa arquitetura é capaz de atender os requisitos de operação e segurança compatíveis com o processo em questão. Nessas simulações são avaliadas as propriedades das Redes de Petri que estão relacionadas com a conservação, a vivacidade e os conflitos do tipo confusão e mortal. Os resultados obtidos nessas avaliações mostram que os modelos propostos são capazes de representar os principais estados alcançados pelos equipamentos previstos no mencionado processo de homogeneização, durante a sua operação, e em função disso são sugeridas alterações que priorizem a segurança e a eficiência na utilização dessa arquitetura.

As características de um motor foguete a propelente líquido podem levar a turbina a operar em ciclo aberto ou em ciclo fechado. No caso de um motor que opera em ciclo térmico aberto, a turbina é supersônica, de ação e de admissão parcial. Já para o caso de um motor que opera em ciclo fechado, a turbina é sônica, de reação e admissão total. O uso da admissão parcial leva a turbina a ter altura de pá maior do que no caso da admissão total. Esta característica faz com que o desempenho aumente consideravelmente, pois caso a turbina operasse em admissão total, as perdas por vazamento e secundárias seriam excessivamente altas.

A otimização de parâmetros de desempenho de motores foguetes, utilizados principalmente em veículos lançadores de satélites, é de fundamental importância quando se deseja o lançamento de satélites, sejam em órbitas equatoriais, polares ou geoestacionárias. A necessidade de desenvolvimento de um booster a propelente sólido, para compor o primeiro estágio do lançador denominado VLS-BETA, originou a presente proposta de trabalho. Um estudo específico sobre este motor, no sentido de otimizar os principais parâmetros de desempenho, é necessário para definição da configuração do veículo, bem como o estudo de trajetografia e otimização de outros subsistemas do veículo. O resultado do levantamento das tecnologias disponíveis, dos meios materiais e dos softwares para simulação numérica é utilizado neste trabalho, com enfoque na definição e otimização dos parâmetros de desempenho de um propulsor de 40 t de propelente. São apresentados resultados por meio de gráficos, utilizados posteriormente para análise e discussão. Os principais parâmetros otimizados são: composição e geometria do bloco propelente, geometria da tubeira e massa estrutural dos componentes do MFPS, ou seja, envelope do motor, tubeira, proteções térmicas e ignitor.

Este trabalho apresenta os resultados da avaliação experimental da cobertura e latência dos mecanismos de detecção de erros implementados no computador de bordo do Satélite de Sensoriamento Remoto (SSR), desenvolvido pelo Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE). A avaliação foi obtida usando a ferramenta de injeção de falhas físicas RIFLE, sendo adaptado ao computador do SSR através de um novo Módulo de Adaptação. A injeção de falhas consiste na emulação de falhas de curta duração (um ciclo de memória) nos pinos do processador. Dois conjuntos de experiências foram realizados: o primeiro conjunto de falhas foi injetado com uma distribuição aleatória ao longo do código do programa e o segundo ao longo do tempo de execução. Além dos mecanismos de detecção de erros originalmente implementados, foi proposto e avaliado um novo mecanismo de detecção de erros. Este novo mecanismo foi implementado exclusivamente por software. Em função da distribuição de falhas, foi obtida uma cobertura de 16,1% a 56,4%, apresentando uma baixa latência. Uma análise do impacto das falhas no sistema também é apresentado. Esta análise mostrou que 41,3% a 83,4% das falhas não apresentaram nenhum impacto macroscópico no comportamento do sistema e os erros causados por essas falhas foram "overwritten" ou descartados em conseqüência da execução normal do programa. Uma pequena percentagem de falhas (9,1% a 6,2%) causou erro no resultado produzido. Assumindo que todas as falhas detectadas podem ser recuperadas pelos mecanismos de recuperação (não desenvolvidos até o momento), acredita-se que o sistema possa tolerar de 93,8% a 99,9% das falhas transitórias.

O desenvolvimento econômico e social de uma nação não pode ser sustentado, a longo prazo, se não for baseado no desenvolvimento científico e tecnológico. Entre as diversas áreas de P&D que são implementadas pela iniciativa humana, uma das que vêm incorporando quantidade significante de benefícios a humanidade é certamente a Espacial. Mesmo programas espaciais relativamente modestos, como o brasileiro, têm-se mostrado capazes de contribuir para a capacitação tecnológica e o fortalecimento dos setores industriais participantes do programa. Um projeto espacial é bastante complexo e, normalmente, encerra grandes dificuldades em sua implementação. No IAE, desde o início de suas atividades, pôde-se constatar a preocupação de se criar uma gerência de alto nível para a administração dos complexos projetos espaciais, com um padrão adequado, de forma a permitir soluções ágeis e eficientes, e a utilização de uma estrutura organizacional compatível com o dinâmico processo de inovação tecnológica verificado nesta área. O objetivo principal dessa tese é identificar, diagnosticar, e analisar o Modelo Organizacional de Gestão de Tecnologia Espacial (MOGTE) utilizado ao longo do ciclo de vida do Projeto VLS-1, além da proposição de mudanças organizacionais decorrentes dos principais problemas detectados e coerentes com a realidade dos projetos espaciais a serem implantados no futuro. O trabalho tem caráter exploratório, em função da ausência de uma bibliografia sistematizada e da grande dispersão das informações sobre o assunto. Entretanto, foi possível realizar uma análise completa da Estrutura Organizacional do Instituto e uma descrição detalhada do projeto, tanto em termos técnicos como gerenciais.

Neste trabalho foi analisado o problema de uma proteção térmica por ablação utilizando-se um modelo transiente unidimensional. Neste estudo o material de proteção térmica se desgasta devido à sublimação na sua superfície, consequência da absorção de calor do aquecimento aerodinâmico. Para se evitar o problema de fronteira móvel das abordagens apresentadas na literatura, adotou-se para cálculo da ablação, uma abordagem entálpica para a mudança de fase, onde se considerou um "calor específico efetivo"que leva em conta (captura) o efeito do calor latente na transição de fase. As dimensões do domínio permanecem inalteradas, pois o material à medida que sofre ablação é substituído por um material fictício, com um calor específico igual ao calor específico do material virgem e com uma condutividade térmica suficientemente grande, resultando em um alto valor de difusidade térmica, de maneira que a temperatura do material permaneça constante e igual a temperatura de sublimação. Deste modo, todo o calor incidente na superfície original é conduzido até a superfície de ablação. Para a solução do problema foi adotada a técnica de elementos finitos pela flexibilidade no modelamento de regiões complexas, pela facilidade de introdução das condições de contorno e pela estrutura adequada de programação, pois um código unidimensional de elementos finitos pode ser estendido para se resolver problemas tridimensionais de ablação.

A proteção térmica por ablação é um tema abordado desde meados da década de 50, quando surgiu a necessidade do desenvolvimento de técnicas de proteção térmica para aplicações na indústria espacial e em veículos hipersônicos. Recentemente no Brasil, alguns projetos de veículos de reentrada atmosférica vem sendo desenvolvidos no CTA (Centro Técnico Aeroespacial). Visando contribuir com o desenvolvimento de uma metodologia de projeto para aplicações no dimensionamento de uma proteção térmica por ablação de veículos de reentrada e ao mesmo tempo verificar a validade da hipótese adotada nos procedimentos de projeto, ou seja, que a ablação é localmente unidimensional, foi implementado, em um programa computacional existente (fornecido por Huang e Usmani, 1994), uma abordagem entálpica para mudança de fase de materiais ablativos. Na solução numérica deste problema, a discretização no espaço foi feita utilizando-se o método de elementos finitos de Galerkin com um procedimento totalmente implícito e iterativo no tempo, para capturar o efeito do calor latente de ablação durante o desgaste da superfície da proteção térmica. Após a validação do programa foram realizadas comparações entre os resultados obtidos (com fluxo de calor constante) com os resultados unidimensionais advindos do programa desenvolvido por Ferreira (2002) e com os apresentados por Blackwell (1988), obtendo-se uma boa concordância.Em seguida, foram feitas algumas simulações para proteção térmica aplicada a uma configuração aproximada do satélite de reentrada SARA, com fluxo de calor constante e variável com a posição e comparados com Ferreira (2002), onde foi observado um desgaste mais intenso nas regiões próximas ao ponto de estagnação do escoamento (local onde o fluxo de calor é mais intenso). Com isso, pôde-se concluir que, para a geometria bidimensional analisada, a hipótese de que a ablação é localmente unidimensional é adequada e a simulação do desgaste da proteção térmica pode ser obtida utilizando uma abordagem unidimensional aplicada em vários cortes ao longo da espessura.

In the last decade the hybrid propulsion has been considering as a viable alternative of chemical energy conversion stored in propellants into kinetic energy. This energy is applied in propulsive systems of manned platforms, maneuvering procedures and even in the repositioning process of micro satellites. It presents attractive features and good balance between performance and environmental impact. Paraffin based grains are the hybrid solid fuels appointed as polymeric fuel substitute. The liquid layer formed on the burning surface ensures high regression rate when driven into the flame front. Paraffin grains allow raw material recovery and reduce the risk of explosion in the presence of erosive burning. The structure of the grain and the control of the liquefying burning surface layer depend on the additives concentration, such as carbon black, which are added to the fuel matrix during the production process. In the solid propellant paraffin based grain a cylindrical center port developed during the centrifugation tends to concentrate carbon black in the outer region of the grain. The influence of carbon black distribution and hardness gradient in paraffin based grain were evaluated in this work. Despite being a well-known material, scarce data on the relation of activation energy (Ea) of paraffin is available. In this work, the kinetic parameters (activation energy and pre-exponential factor) of microcrystalline 140/1450F paraffin have been raised through Thermo Gravimetric Analysis in conjunction with the Arrhenius kinetic mechanism, according to ASTM-E1461. The analysis indicated that the microcrystalline 140/1450F paraffin presents activation energy of 242 kJ.mol-1 and pre-exponential factor from 1.42x1020 min-1 to 2.90x1025 min-1. Ignition was achieved with a 50 W pyrotechnic igniter. Firing tests with 140/1450F paraffin as solid fuel and gaseous oxygen (GOX) as oxidizer were carry on at pressure above 3.8 MPa. The study suggests that multiple thin layers grain may generate burning surfaces with hardness and carbon black concentration almost constant. In this work combustion instability presented by rocket engine was calculated applying the frequency and boundary layer delay time relationship as proposed by Karabeyoglu. The frequency instability up to was evaluated using LabVIEW data acquisition system. In hybrid propulsion the carbon black has been playing a key role in the gas production process on the burning surface, the contribution of carbon black in the combustion instability suppression of hybrid propulsion system with paraffin-based propellant was evaluated. The results confirm the potential use of paraffin base propellant grains loaded with carbon black charge in hybrid propulsion. Paraffin propellants grains doped with carbon black (CB - from 2% to 8%) were burned on the rocket engine test workbench in the Aeronautical Engineering Laboratory / ITA. In the hybrid combustion performance evaluation based on conventional methods approach, it was applied graphical means to visualize the flow path results. Through the flow profile adjustment it was identified a global regression rates values near the practical grain consumption. The model represented graphically the relationships between oxidizer mass flow rate from with injection pressure from and it is recommended as a tool to help the hybrid propulsion performance assessment.