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.

A interação entre o Veículo Lançador de Satélites, VLS, e um micro-satélite embarcado é estudada. Procura-se determinar o envelope de acelerações que este micro-satélite irá suportar desde a ignição do lançador até a injeção final em órbita. O problema é estudado segundo a técnica de condensação e aproximação modal. Utiliza-se a base de Craig e Bampton para descrever o comportamento dinâmico de subestruturas de um veículo lançador de satélites. O interesse do trabalho está na determinação do envelope de acelerações que a base da Carga Útil embarcada no veículo lançador está sujeita desde a fase de lançamento, vôo atmosférico e injeção em órbita. Adota-se como resposta para a interação dinâmica entre o veículo lançador e a Carga Útil duas soluções que se superpõem: uma parte estática representando o movimento de conjunto como corpo rígido e uma parte dinâmica representando o movemento elástico relativo entre o veículo lançador e a Carga Útil. Como Carga Útil é proposto um modelo estrutural de um micro-satélite. Esse modelo servirá como referência para análises dinâmicas de quaisquer outros satélites que venham a ser lançados pelo veículo em pauta. Obtém-se como resultado final uma redução considerável da análise do problema quando comparado a uma análise completa através da técnica de elementos finitos em instantes específicos de vôo. Essa redução é particularmente evidenciada quando busca-se determinar a dinâmica de qualquer outro satélite através da similaridade com o satélite de referência proposto. Nesse caso somente operações matriciais simples e rápidas serão necessárias, evitando-se um novo estudo particular completo.

Optimization has been playing a very important role in the orbit and attitude control, and structural design of spacecraft since the advent of the space era. It is well known that weight, space, energy, and time are among the most important constraints that guide the space missions planning. the optimization has a wide field of applications even if only the space area is considered. In this work the focus is on the structural and control optimization of Large Space Structures (LSS). the structural and the control optimization are separete disciplines that have had application in space missions since the early days of the space era. However the integrated problem is recent. The terminology "Integrated" here stands for an optimization process that takes into account simultaneously aspects of both areas: Structures and Control. The main goal of this new field in space sciences is to obtain an optimal integrated system under the point of view of the Structure and Control disciplines. In this sense this approach creates a necessary bridge between structural and control groups for they have been working separately and facing integration problems during the whole history of the space conquest mainly when the spacecraft is large and has a complex structural configuration. In the case treated here the optimization aims to obtain the minimum weight of a structure while satisfying constraints involving frequencies, control damping and weight of structural appendages. The control is designed together with the structure to damp the structural vibration and pitch motion (attitude control). the gravity-gradient is considered as a source of external torque, characterizing the space environment. One of the strongest challenges to solve the integrated structural/control optimization problem is that of software integration. If computer codes are to be developed they must have structural and control optimization capabilities and which may be by itself a separate problem. The idea that has guided this work is the use of existing software. In this way no computational packages have to be built. However the difficulty of integrating existing software must be considered before embarking in such a comprehensive task. In this research the ORACLS (Optimal Regulator Algorithms for the Control of Linear Systems) software was chosen from the control side. From the structural area the NEWSUMT-A (New Sequential Unconstrained Minimization Technique) and OPT (OPTmization) computer programs were chosen. MATLAB (MATrix LABoratory) software has also been used for the control of the transient phase. The linear quadratic regulator (LQR) technique was used to solve the vibration and control problem while the sequential unconstrained minimization techniques (SUMT) were used to attack the structural part of the problem. This means that the SUMT and the LQR (Linear Quadratic Regulator) were used simultaneously through two integrated computer programs to solve the structural and control problem. The Generalized Reduced Gradient method (GRG) has also been used in conjunction with the LQR to solve a more simplified version of the Large Space Structure treated here. In this research the integrated structural/control method is used to optimally design a Large Space Structural system with and without articulation subject to the gravity-gradient. The result demonstrates that it is possible that the control area consideration may impose some restrictions on the structural design if integrated software can work to solve the problem. The improvements in the weight an control efforts are significant as compared with the original (non-optimal) design. However, the computer cost to solve problems with large numbers of design variables and constraints must be balanced; otherwise the problem solution may become prohibitive under cost aspects. That is, an optimal integrated system under the structural and control consideration may have a solution cost which is not et all optimal.

No presente trabalho uma nova técnica de programação não-linear, um método da projeção estocástica do gradiente, é aplicada para guiagem e controle não-linear em três dimensões de veículos lançadores de satélites, utilizando um modelo massa-ponto para o veículo. A validade do procedimento numérico é testada pela resolução de um problema de transferência orbital com baixo empuxo. Soluções sub-ótimas são obtidas para a trajetória ascendente do Veículo Lançador de Satélites pela prametrização da história de controle. Os vínculos são precisamente satisfeitos e a capacidade de satelização obtida pelo procedimento é comparável à solução ótima, obtida por procedimentos indiretos. Um procedimento de guiagem e controle em malha fechada é proposto, visando minimizar os efeitos das incertezas e perturbações típicas nas quais está sujeito o veículo durante o vôo. É testada a operação de mudança de objetivo durante o vôo e a utilização de tempo de queima livre para o último estágio. É mostrada a viabilidade da operação em tempo real pela implementação da técnica de processamento paralelo.

Este trabalho apresenta um metodo para estudar a viabilidadede sistemas propulsivos a propelentes liquidos em termos da capacidade de satelizacao do veiculo. Foram desenvolvidos modelos dedesempenho de motores de ciclo gerador de gas e propelentes LH2/LO2,de massas (metodo analitico-estatistico) de motores e estagios e de trajetoria subotima (metodo da parametrizacao da funcao de controle)de veiculos lancadores. Sao estudados a influencia da razao da mistura e pressao na camara de combustao do motor Vulcain na capacidade de satelizacao do Ariane 5P.

Atualmente no Brasil temos uma escassa experiencia em motores foguete a propelente liquido, devido a isto e conveniente o estabelecimento de modelos matematicos basicos, que possibilitem a compreensao, dimensionamento e motivacao para o desenvolvimento desses propulsores. A robustez operacional, a relativa simplicidade mecanica e a diversidade de uso, levou a considerarmos neste trabalho os sistemas propulsivos baseados nos motores foguete monopropelente e bipropelente liquidos pressurizados a gas. A partirdos principios de conservacao da massa, energia e quantidade de movimento foram desenvolvidos modelos matematicos, considerando-se exclusivamente a variacao temporal das variaveis envolvidas, dos seguintes elementos basicos dos sistemas propulsivos citados. * Reservatorios de propelente isobarico e nao isobarico, pressurizados a gas. * Tubulacoes e acessorios (valvulas, placa de orificio, placa injetora) * Camara de combustao ideal, tubular ideal e tubular com efeito do transporte de massa. * Bocal supersonico (tubeira) ideal. Convem ressaltar que as camaras de combustao com efeito do transporte de massa visam uma melhor aproximacao as camaras reais. Para cada modelo de sistema propulsivo foi dimensionado um sistema propulsivo. O motor foguete monopropelente baseia-se nos micropropulsores cataliticos a hidrazina de 100 N de empuxo projetados pelo INPE/IAE. Os motores bipropelentes dimensionados sao uma proposta viavel pra motores de bancada que desenvolvem 10000 N de empuxo e que utilizem com propelentes os pares etanol - oxigenio e querosene (RP-1) - oxigenio. Os sistemas propulsivos foram simulados numericamente utilizando-se o metodo Runge-Kutta de quarta ordem, para isto foram desenvolvidos programas computacionais utilizando-se a linguagem Pascal devido a principalmente ser esta uma linguagem didatica e de alto nivel. Os resultados dessas simulacoes sao apresentados na forma grafica, mas seguintes relacoes: - Empuxo X Tempo. - Vazao de Propelente X Tempo. - Pressao na Camara de Combustao X Tempo. - Raio da Gota de Propelente X Tempo. Estes resultados sao apresentados na forma de curvas com perfis caracteristicos desses sistemas propulsivos. Os modelos desenvolvidos e as tecnicas utilizadas mostraram-se muito eficientese robustas o suficiente para serem utilizadas como ferramentas de projeto de engenharia.

Um modelo teórico de investigação de instabilidade de combustão é apresentado onde o mecanismo de instabilidade é o atraso na resposta da taxa de queima à perturbação da pressão junto a superfície de queima devido ao gradiente de temperatura junto a superfície de queima e sua interação com o fluxo que deixa a tubeira. Perturbações na taxa de queima e perturbações na pressão são relacionadas num sistema de malha fechada. Flutuações na taxa de queima provocam flutuações na pressão através da função de transferência na câmara. Estas flutuações na pressão são realimentadoras de flutuações na taxa de queima através da função de transferência da combustão. Expressões são derivadas para as duas funções de transferência, resultando uma correlação entre a pressão crítica, para um dado propelente e o comprimento característico L*. Os resultados são comparados com dados experimentais obtidos no Jet Propulsion Laboratory.

O objetivo deste trabalho foi estudar a influência de diferentes tratamentos térmicos na microestrutura da liga Nb-1%Zr. Os corpos de prova foram obtidos a partir de uma barra com aproximadamente 68% de deformação a frio. Antes dos tratamentos térmicos foram feitas medidas de dureza (HRB) em todas as amostras e, ainda, microscopia óptica, fluorescência e difração de RX e análise por EDX em algumas amostras. Adotou-se o seguinte esquema nos tratamentos térmicos: dividiu-se as amostras em 4 grupos de 4 amostras cada; para cada grupo fixou-se uma temperatura de tratamento (entre 1200 e 1500oC) e em cada grupo deixou-se uma amostra 2h, e as outras 4, 6 e 8h no patamar. Seguiu-se resfriamento ao forno. Devido à forte interação entre o nióbio e suas ligas com a atmosfera acima de aproximadamente 450oC, os tratamentos térmicos foram realizados sob vácuo de 1,33x10-3 Pa (10-5 Torr). Fazendo-se a comparação entre os testes antes e depois dos tratamentos térmicos foi possível estudar-se a influência dos parâmetros tempo e temperatura de tratamento térmico na microestrutura da liga Nb-1%Zr.

Esta trabalho consiste no desenvolvimento e teste em simulação de um software para integrar o GPS (Sistema de Posicionamento Global por Satélite) a um SNI (Sistema de Navegação Inercial). A fim de integrar os dois sistemas foi utilizado um Filtro Kalman Estendido (FKE), e o GPS foi considerado como um aucílio externo para o SNI. O filtro de Kalman foi utilizado para estimar os erros presentes na informação fornecida pelo SNI.

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.