O objetivo principal deste trabalho de pesquisa foi obter duas formulações de compósitos ablativos. A primeira formulação (Compósito I) foi obtida com matriz de resina fenólica reforçada com fibra de carbono picada e a segunda (Compósito II) com matriz de resina fenólica modificada com epóxi, reforçada com fibra de carbono picada. Os compósitos foram obtidos pelo processo de prensagem a quente. Esses compósitos também são conhecidos como compósitos estruturais ablativos, para aplicações em atmosferas onde as condições são severas, de acordo com o alto fluxo de gases aquecidos e alta temperatura, devido à queima do propelente sólido. Outro propósito deste trabalho foi realizar a caracterização física e química da matriz, dos reforços e dos compósitos. Após a caracterização, um divergente de cada formulação foi fabricado e seu desempenho foi avaliado pelo teste estático em motor foguete de treinamento. As amostras de compósitos apresentaram densidades na faixa de 1,45 a 1,47 g/cm. Em análise de propriedades Termo Dinâmico Mecânica, foram obtidos o Módulo Elástico (E') de 1,14 GPa a 2,50 GPa e Módulo de Dissipação Viscosa (E'') de 60,2 MPa a 163,0 MPa, de acordo com a faixa de temperatura. A Temperatura de Transição Vítrea (Tg) obtida por Calorimetria Diferencial Exploratória (DSC) foi de 95C e 92C e a dilatação térmica linear de 449,85x10-7/C e 76,36x10-7/C respectivamente. O calor específico (Cp) dos compósitos obtidos foi de 0,319 J/g/C a 1,254 J/g/C, de acordo com a faixa de temperatura. As propriedades mecânicas obtidas para ambas as formulações de compósitos exibiram valores considerados similares. A performance em ablação para a formulação do Compósito I foi superior ao Compósito II, comprovado pelo teste estático em motor foguete de treinamento. A condutividade térmica dos compósitos obtidos foi de 39,1 a 48,0 W/mK, de acordo com a faixa de temperatura.

A gestão de projetos tem evoluído rapidamente, no Brasil e no mundo, passando por um processo de fortes mudanças do ponto de vista teórico/conceitual para fazer frente à crescente velocidade da geração de inovações e à globalização dos negócios. A nova forma de gerenciamento de projetos (GP) passa, necessariamente por uma visão sistêmica e multifuncional; com fortes interações organizacionais, investimentos significantes em capital intelectual, nos relacionamentos interpessoais e nos processos de formação/consolidação de redes cooperativas (nacionais e internacionais) de inovação. Nos centros de pesquisa e desenvolvimento, públicos ou privados, esta característica é acentuada pelo ambiente de trabalho inovador, dinâmico e complexo, encontrados no setor espacial mundial. A caracterização de um ambiente propício à realização de trabalhos conjuntos entre as instituições de P&D é reconhecida através de oportunidades geradas nos relacionamentos interorganizacionais, com foco no realinhamento das atividades institucionais e direcionadas aos objetivos estratégicos destas organizações. No caso do IAE, a parceria tecnológica internacional realizada entre o CTA/IAE (Comando Geral de Tecnologia Aeroespacial / Instituto de Aeronáutica e Espaço) e o DLR/MORABA (Centro Aeroespacial Alemão - Base Móvel de Foguetes), pode servir para ilustrar a nova forma de desenvolvimento e de gerenciamento de projetos que está sendo adotada no IAE. Um gerenciamento de projetos eficiente e eficaz é reconhecido, mundialmente, como um fator essencial de integração do plano estratégico organizacional às operações das instituições de P&D. Este trabalho utiliza uma análise de gerenciamento de projeto aplicada a um estudo de caso no contexto do desenvolvimento das parcerias tecnológicas na realização do projeto de sistemas elétricos dos foguetes de sondagem e das plataformas espaciais com experimentos de microgravidade. Inicialmente, é examinado o contexto organizacional do projeto e das parcerias, logo depois é feito uma revisão de literatura acadêmica no esboço metodológico e conceitual que tem servido como base para GP no IAE. A partir desta revisão, é realizada uma análise crítica de GP do projeto dos sistemas elétricos, sobre o estudo de caso, tentando extrair lições úteis para a organização. Finalmente, são apresentadas as conclusões e as sugestões de trabalhos de futuros.

A caracterização aerodinâmica de foguetes de sondagem é requisito fundamental para o projeto e operação destes veículos. O conhecimento das forças atuantes determina o carregamento a que sua estrutura estará submetida e assim orientará o seu projeto estrutural. Da mesma forma, para se determinar a sua trajetória, faz-se necessário o conhecimento das características aerodinâmicas em todas as fases do vôo. Uma das maneiras de se obter as características aerodinâmicas de um foguete é por meio de simulações numéricas do escoamento sobre o foguete. Para isso, a região em torno do foguete é discretizada sob a forma de uma malha computacional que será então empregada para a solução numérica das equações de governo do escoamento. Os objetivos da presente dissertação consistem em gerar malhas computacionais sobre configurações de foguetes, e avaliar a sua adequação para a simulação do escoamento nos diferentes regimes de velocidade. Estas simulações serão feitas empregando-se o programa de cálculo NS3D da subdivisão de Aerodinâmica da ASE, que resolve numericamente as equações de Navier-Stokes 3D de escoamentos turbulentos. Estas simulações serão validadas pela comparação dos resultados dos cálculos com dados experimentais.

Simulações dos escoamentos aerodinâmicos sobre um foguete de sondagem típico são apresentadas. Freqüentemente, os foguetes de sondagem utilizam mais de um conjunto de empenas e necessitam que essas empenas possuam um tamanho razoável. A fim de lidar com esse tipo de configuração, o presente trabalho faz uso de uma nova metodologia, que combina simultaneamente malhas multibloco Chimera e justapostas na discretização do domínio computacional. Os escoamentos de interesse são modelados utilizando as equações de Euler em três dimensões e o trabalho descreve os detalhes dos procedimentos de discretização, os quais utilizam uma abordagem de diferenças finitas para malhas estruturadas multibloco que se conformam ao corpo simulado. O método é utilizado para calcular a aerodinâmica de um veículo de sondagem atualmente em desenvolvimento. Os resultados indicam que a presente metodologia pode ser uma ferramenta poderosa de análise aerodinâmica e de projeto.

Presented here is the effort concerning the application of Computational Fluid Dynamics (CFD) as a swirl injector analysis tool. A literature review of the major inviscid swirl models is provided along with the viscous correction procedure. The bi-propellant atomizer design process is described and the features of previous designs are also detailed. The study was undertaken by focusing on the 5-[kN]-thrust rocket engine currently in development. Theoretical predictions of the discharge coefficient, spray angle and liquid film thickness were obtained for both the inner and outer swirlers of the core injection elements. The governing equations are solved based on the laminar volume of fluid (VOF) interface capturing method. Results from cold flow experiments and particle image velocimetry (PIV) are compared to the predictions of the swirl models and the numerical results. The laminar VOF model was able to predict the spray angle with reasonable confidence, however, a deviation of 25 % was observed in the mass flow rate and discharge coefficient. Although the laminar VOF model has proven inadequate, it constitutes a good starting point in the procedure needed to assess swirl injector performance.

O objetivo deste trabalho foi apresentar o estudo de corpos-de-prova de cobre revestidos com material cerâmico. Para esta finalidade foi desenvolvida uma metodologia para caracterizar o comportamento térmico dos referidos corpos-de-prova visando aplicação em câmaras de empuxo de motores foguete. Nos motores foguetes, a temperatura de combustão do par de propelentes líquidos pode atingir 3500K. Para garantir integridade estrutural da câmara, parte do fluxo de combustível é injetada dentro das paredes da câmara, reduzindo a temperatura da parede para níveis em torno dos 1000K. Entretanto, essa redução de temperatura não elimina completamente os altos gradientes de temperatura, que alteram as propriedades mecânicas do material usado na câmara de empuxo. Uma solução alternativa pode ser a utilização de materiais cerâmicos para revestimento das paredes internas da câmara, atuando como barreira térmica. A metodologia pretende avaliar a viabilidade de utilizar-se de materiais cerâmicos sobre corpos de cobre por meio do processo de aspersão térmica a plasma. Os corpos-de-prova de cobre da liga UNS C18200 foram revestidos com zircônia (ZrO2) estabilizada com 8,0% em peso de ítria (YO1,5). Na análise dos corpos-de-prova foram utilizadas caracterizações micrográficas, caracterizações térmicas e difrações por raios X. Por fim foram realizados ensaios térmicos como forma de avaliar qualitativamente a eficiência do revestimento em forma de barreira térmica estudado.

Nesta contribuição apresentamos uma solução para a equação de transferência radiativa condutiva em geometria cilíndrica. Esta solução é aplicada para simular a radiação e campo de temperatura juntamente com o transporte de energia radiativa e condutiva proveniente do escape liberado em lançamentos de foguetes. Para este fim, discutimos uma abordagem semianalítica reduzindo a equação original, que é contínua nas variáveis angulares, numa equação semelhante ao problema SN da transferência radiativa condutiva. A solução é construída usando um método de composição por transformada de Laplace e o método da decomposição de Adomian. O esquema recursivo ´e apresentado para o sistema de equações de ordenadas duplamente discretas juntamente com as dependências dos parâmetros e suas influências sobre a convergência heurística da solução. A solução obtida, em seguida, permite construir o campo próximo relevante para caracterizar o termo fonte para problemas de dispersão ao ajustar os parâmetros do modelo, tais como, emissividade, refletividade, albedo e outros, em comparação com a observação, que são relevantes para os processos de dispersão de campo distante e podem ser manipulados de forma independente do presente problema. Além do método de solução, também relatamos sobre algumas soluções e simulações numéricas. / In this contribution we present a solution for the radiative conductive transfer equation in cylinder geometry. This solution is applied to simulate the radiation and temperature field together with conductive and radiative energy transport originated from the exhaust released in rocket launches. To this end we discuss a semi-analytical approach reducing the original equation, which is continuous in the angular variables, into an equation similar to the SN radiative conductive transfer problem. The solution is constructed using a composite method by Laplace transform and Adomian decomposition method. The recursive scheme is presented for the doubly discrete ordinate equations system together with parameter dependencies and their influence on heuristic convergence of the solution. The obtained solution allows then to construct the relevant near field to characterize the source term for dispersion problems when adjusting the model parameters such as emissivity, reflectivity, albedo and others in comparison to the observation, that are relevant for far field dispersion processes and may be handled independently from the present problem. In addition to the solution method we also report some solutions and numerical simulations.

Nesta contribuição apresentamos uma solução para a equação de transferência radiativa condutiva em geometria cilíndrica. Esta solução é aplicada para simular a radiação e campo de temperatura juntamente com o transporte de energia radiativa e condutiva proveniente do escape liberado em lançamentos de foguetes. Para este fim, discutimos uma abordagem semianalítica reduzindo a equação original, que é contínua nas variáveis angulares, numa equação semelhante ao problema SN da transferência radiativa condutiva. A solução é construída usando um método de composição por transformada de Laplace e o método da decomposição de Adomian. O esquema recursivo ´e apresentado para o sistema de equações de ordenadas duplamente discretas juntamente com as dependências dos parâmetros e suas influências sobre a convergência heurística da solução. A solução obtida, em seguida, permite construir o campo próximo relevante para caracterizar o termo fonte para problemas de dispersão ao ajustar os parâmetros do modelo, tais como, emissividade, refletividade, albedo e outros, em comparação com a observação, que são relevantes para os processos de dispersão de campo distante e podem ser manipulados de forma independente do presente problema. Além do método de solução, também relatamos sobre algumas soluções e simulações numéricas. / In this contribution we present a solution for the radiative conductive transfer equation in cylinder geometry. This solution is applied to simulate the radiation and temperature field together with conductive and radiative energy transport originated from the exhaust released in rocket launches. To this end we discuss a semi-analytical approach reducing the original equation, which is continuous in the angular variables, into an equation similar to the SN radiative conductive transfer problem. The solution is constructed using a composite method by Laplace transform and Adomian decomposition method. The recursive scheme is presented for the doubly discrete ordinate equations system together with parameter dependencies and their influence on heuristic convergence of the solution. The obtained solution allows then to construct the relevant near field to characterize the source term for dispersion problems when adjusting the model parameters such as emissivity, reflectivity, albedo and others in comparison to the observation, that are relevant for far field dispersion processes and may be handled independently from the present problem. In addition to the solution method we also report some solutions and numerical simulations.

Made available in DSpace on 2014-12-17T14:55:41Z (GMT). No. of bitstreams: 1 GlaubertoLAA.pdf: 3487440 bytes, checksum: bcd5cef1c854f4d01f9c73419e1d7d42 (MD5) Previous issue date: 2009-11-20 / Global Positioning System, or simply GPS, it is a radionavigation system developed by United States for military applications, but it becames very useful for civilian using. In the last decades Brazil has developed sounding rockets and today many projects to build micro and nanosatellites has appeared. This kind of vehicles named spacecrafts or high dynamic vehicles, can use GPS for its autonome location and trajectories controls. Despite of a huge number of GPS receivers available for civilian applications, they cannot used in high dynamic vehicles due environmental issues (vibrations, temperatures, etc.) or imposed dynamic working limits. Only a few nations have the technology to build GPS receivers for spacecrafts or high dynamic vehicles is available and they imposes rules who difficult the access to this receivers. This project intends to build a GPS receiver, to install them in a payload of a sounding rocket and data collecting to verify its correct operation when at the flight conditions. The inner software to this receiver was available in source code and it was tested in a software development platform named GPS Architect. Many organizations cooperated to support this project: AEB, UFRN, IAE, INPE e CLBI. After many phases: defining working conditions, choice and searching electronic, the making of the printed boards, assembling and assembling tests; the receiver was installed in a VS30 sounding rocket launched at Centro de Lan?amento da Barreira do Inferno in Natal/RN. Despite of the fact the locations data from the receiver were collected only the first 70 seconds of flight, this data confirms the correct operation of the receiver by the comparison between its positioning data and the the trajectory data from CLBI s tracking radar named ADOUR / O Sistema de Posicionamento Global, conhecido mundialmente pala sigla GPS, ? um sistema de radionavega??o constru?do pelos norte-americanos com inten??es militares, mas que encontraram, com o passar do tempo, muitas aplica??es de uso civil. No Brasil, al?m do desenvolvimento de foguetes de sondagem, come?am a aparecer projetos de constru??o de micro e nanosat?lites. Estes ve?culos denominados espaciais ou de alta din?mica podem, quando em voo, usufruir do sistema GPS para localiza??o aut?noma e verifica??o/controle das suas trajet?rias. Apesar da enorme disponibilidade de receptores GPS no mercado civil, estes n?o podem ser utilizados em ve?culos de alta din?mica, seja por quest?es ambientais (vibra??es, temperaturas elevadas, etc.) ou por prote??o l?gica (via software). Os receptores para uso em ve?culos de alta din?mica, ou ve?culos espaciais, fazem parte de uma tecnologia restrita a poucos pa?ses, que estabelecem regras muito r?gidas para suas aquisi??es. O presente projeto objetiva construir e validar funcionamento b?sico deste receptor ao instal?-lo num foguete de sondagem e coleta de dados em voo. O software a ser utilizado no receptor j? estava dispon?vel em c?digo fonte e testado em uma plataforma de desenvolvimento denominada GPS Architect. V?rios organismos cooperaram para realiza??o projeto: AEB, UFRN, IAE, INPE e CLBI. Ap?s v?rios passos para realiza??o do projeto: defini??o das condi??es de funcionamento, escolha e aquisi??o dos componentes eletr?nicos, fabrica??o das placas de circuito impresso, montagem e testes de integra??o; o mesmo foi instalado num foguete de sondagem VS30 lan?ado a partir do Centro de Lan?amento da Barreira do Inferno em Natal/RN. Apesar da coleta parcial dos dados do receptor, por falha t?cnica do sistema de telemetria do foguete, os resultados obtidos foram suficientes para validar o funcionamento do receptor a partir da compara??o entre os dados de trajetografia fornecidos pelo receptor GPS e o radar de trajetografia do CLBI conhecido como Radar ADOUR

Nesta contribuição apresentamos uma solução para a equação de transferência radiativa condutiva em geometria cilíndrica. Esta solução é aplicada para simular a radiação e campo de temperatura juntamente com o transporte de energia radiativa e condutiva proveniente do escape liberado em lançamentos de foguetes. Para este fim, discutimos uma abordagem semianalítica reduzindo a equação original, que é contínua nas variáveis angulares, numa equação semelhante ao problema SN da transferência radiativa condutiva. A solução é construída usando um método de composição por transformada de Laplace e o método da decomposição de Adomian. O esquema recursivo ´e apresentado para o sistema de equações de ordenadas duplamente discretas juntamente com as dependências dos parâmetros e suas influências sobre a convergência heurística da solução. A solução obtida, em seguida, permite construir o campo próximo relevante para caracterizar o termo fonte para problemas de dispersão ao ajustar os parâmetros do modelo, tais como, emissividade, refletividade, albedo e outros, em comparação com a observação, que são relevantes para os processos de dispersão de campo distante e podem ser manipulados de forma independente do presente problema. Além do método de solução, também relatamos sobre algumas soluções e simulações numéricas. / In this contribution we present a solution for the radiative conductive transfer equation in cylinder geometry. This solution is applied to simulate the radiation and temperature field together with conductive and radiative energy transport originated from the exhaust released in rocket launches. To this end we discuss a semi-analytical approach reducing the original equation, which is continuous in the angular variables, into an equation similar to the SN radiative conductive transfer problem. The solution is constructed using a composite method by Laplace transform and Adomian decomposition method. The recursive scheme is presented for the doubly discrete ordinate equations system together with parameter dependencies and their influence on heuristic convergence of the solution. The obtained solution allows then to construct the relevant near field to characterize the source term for dispersion problems when adjusting the model parameters such as emissivity, reflectivity, albedo and others in comparison to the observation, that are relevant for far field dispersion processes and may be handled independently from the present problem. In addition to the solution method we also report some solutions and numerical simulations.