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.

The main aim is to understand the gas dynamic process, which occurs inside a two-stage turbine and to propose an algorithm for the simulation of a two-stage turbine at design and off-design points. The explanation of each chapter is constructed to make further works easy, which should be the main of any research work that needs to be continued. Moreover, the structure of the chapters is organized in order to expose the theory in a progressive order, avoiding confusing references to preceding topics. According to this method, the content of each chapter is showed in following topics. The Introduction explains the main goals of the Brazilian Space Agency (AEB), focusing the launching vehicle. Chapter II describes a two-stage impulse turbine designed for a liquid rocket engine and some trubopump basic design criteria. A detailed description of the main losses in two-stage axial turbines of liquid propellant rocket engine is depicted in Chapter III. The explanation are always associated with Russian experimental results showed in graphics or equations relating physical variables neasurable in experiments, and dimensionless factors of losses and efficiency. Experimental evidences have been used to produce experimental equations for the determination of the magnitude of the losses and flow angles in blade rows. Several design solution proposed in Chapter IV for improving the efficiency are based on empirical data. Then, some concepts are introduced in designing gas turbines as: power Nu' specific work Lu'load coefficient Lu.ratio and efficiency hu as function of the ratio of the tangential speed u to the adiabatic speed cad for single-stage an two-stage turbines and turbine specific work LT, turbine load coefficient LT.ratio' overall turbine efficiency hT and turbine power NT as function of the ratio of the tangential speed u to the adiabatic speed cad for two-stage turbines. The flow through nozzles and blade rows is examined in detail in Chapter V, where the process of gas expansion in cascades and features of the flow over blade surfaces are described for subsonic, transonic and supersonic conditions. In Chapter V, it is also discussed the structure of the boundary layer in order to reveal the general laws governing the flow around of blades and the methods used for designing blade profiles to lower shock waves. In the first topic of Chapter VI, the initial parameters of turbine calculations are slected and its values are defined according to initial data analysis. In the second topic, the dimensionless criteria for similarity of gas turbine are described. The basic parameters and the dimensionless criteria for similarity of gas turbine allow the definition of the mass flow and energy charactiristics of the turbines. Special attention is devoted to particular characteristics of high and low-pressure turbines. The relations explained in the preceding chapters are used for implementation of a computer program, using software "Mathcad" for simulation of the turbine working at design and off-design conditions. The algoritms for one and two axial impulse turbines are saved in the files I.mcd and II.mcd respectively in the CD-ROM. The appendix only shows the output data for two-stage axial impulse turbines. In Chapter 7, the validation of the methodology and the computer program is done using test data from Russian bipropellant (kerosene and liquid oxygen) engine RD - 0109 for the design point and using general empirical relations, obtained from linear regression of test data of actual one and two-stage axial impulse turbines for off-design points.

Os propelentes com baixa emissão de fumaça são usados em motores foguetes por terem uma melhor camuflagem e de um melhor controle de direcionamento no campo de batalha, devido ao fato de apresentar maior dispersão de fumaça lançada no ar em comparação com os propelentes tradicionais. No desenvolvimento destes propelentes de alto desempenho são utilizados como oxidante o nitrato de amônio que tem baixa toxicidade, baixo custo e menor teor de poluentes lançados na atmosfera porém, possui baixa reatividade, alta higroscopicidade e um indesejável aumento de volume devido à transição da fase sólida a 32 oC. Com intuito de aumentar a reatividade do propelente é utilizado o "binder energético" (resina formada por exemplo: GAP), produzimos um propelente usando um poliuretano formado por GAP e um isocianato alifático, na qual foi carregado com nitrato de amônio. Após a cura completa do propelente realizamos estudo cinético com calculo de energia de ativação. As técnicas utilizadas para essa finalidade foram a Calorimetria Exploratória Diferencial (DSC) e o cálculo da energia de ativação pelo Método Ozawa.

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.

Este trabalho propõe o desenvolvimento e estudo de um modelo matemático do sistema de alimentação do banco de teste de motores foguete a propelente líquido para corpo de prova de 15 kN de empuxo do laboratório de propulsão líquida da APE/IAE (Divisão de Propulsão Espacial/Instituto de Aeronáutica e Espaço) com o objetivo de analisar a influência de efeitos fluido dinâmicos nos principais componentes do motor, levantando resultados da dinâmica de pressão e vazão para ensaios a frio e a quente. Para tal utilizou-se a modelagem em grafos de ligação, importante ferramenta para a simulação dinâmica de sistemas independentemente do seu domínio físico. Esta metodologia é fundamentada em elementos resistivos, capacitivos e de inertância, os quais interagem entre si através de ligações de energia, transmitindo potência e energia, sendo adequada para representação de sistemas hidráulicos. Neste trabalho foi utilizado uma amostra de pressão de ensaio a frio para o corpo de prova do propulsor de 15 kN de empuxo; esta será útil para aproximação da dinâmica de pressão do modelo com a real. Com essa aproximação foi possível simular ensaios a quente para dois pares-bipropelentes, Etanol/LOX e Querosene/LOX. O desenvolvimento deste trabalho e seus resultados contribuem para o melhor conhecimento da dinâmica fluida do sistema de alimentação da bancada de teste, o que torna a ferramenta apta para análise da influência dos componentes hidráulicos e alternativa para aplicação de futuros aperfeiçoamentos do sistema real.

Bombas de alta velocidade, i.e., bombas com velocidade angular entre 300 a 6000 rad/s, são largamente empregadas na aviação, mísseis, área naval, indústria petroquímica, plantas de geração de energia como turbinas a gás ou vapor. Por causa das altas velocidades angulares, elas podem ser aplicadas sem a aplicação de redutores em motores foguetes a propelente líquido. O uso de bombas de elevada rotação se deve ao fato das necessidades de obter elevadas pressões (50 a 60 MPa) com pequenas dimensões, reduzida massa e poucos estágios. O objetivo deste trabalho é apresentar uma metodologia de dimensionamento dos principais parâmetros e características de uma bomba utilizada em Motores Foguetes a Propelente Líquido. A partir das dimensões e características energéticas da bomba de oxigênio líquido, é determinado os parâmetros de desempenho, através da dinâmica dos fluidos computacional. A partir dos resultados numéricos gerados pela simulação são propostos melhorias no projeto a fim de melhorar e otimizar a eficiência da bomba através da análise do comportamento do escoamento no interior da mesma. Para geração da malha do volume foi utilizado o programa Gambit. Para simular o escoamento na bomba centrífuga, as equações de Navier-Stokes com condições de contorno adequadas são resolvidas para a geometria tridimensional através do programa comercial de volumes finitos Fluent, assumindo o escoamento permanente, incompressível e sem a presença de gases dissolvidos no líquido. O modelo ?-? foi utilizado para simular a turbulência no escoamento. Baseado nos resultados obtidos como campo de velocidade, distribuição de pressão para diferentes fluxos mássicos foram analisados.

O objetivo deste trabalho foi obter formulações de propelente à base de AP/PBLH/Al, na qual as quantidades de sólidos fossem maiores do que as utilizadas atualmente. O aumento da fração de sólidos acarreta um aumento do impulso do motor-foguete. Entretanto, ele deve seguir um conjunto de critérios que também foi objeto de estudo neste trabalho. Esses critérios foram baseados nas teorias de empacotamento de partículas, as quais têm sido utilizadas como uma ferramenta para a definição da modalidade, distribuição, granulometria e carga de sólidos. Alguns ensaios também foram realizados para verificar a aplicabilidade de um modelo de empacotamento linear. O modelo testado se mostrou aplicável e as predições teóricas apresentaram boa concordância com os resultados experimentais. Um modelo de correlação foi ainda proposto neste trabalho para correlacionar os dados de viscosidade da mistura final a 50, 55 e 60C sob pressão atmosférica. Um outro modelo de correlação também foi proposto para correlacionar dados experimentais do módulo de Young a 25C. Ambos os modelos foram bem sucedidos na correlação dos pontos experimentais. As propriedades balísticas foram ainda determinadas para uma faixa de pressões variando de 4 a 10 MPa. Os efeitos da ordem de adição do agente de ligação e do Alumínio também foram avaliados. Os melhores resultados foram obtidos quando o Alumínio e o agente de ligação foram adicionados ao PBLH no início do processo de mistura. O catalisador de cura também foi substituído por DBTDL nos ensaios seguintes a fim de acelerar o processo de cura. Os testes conduzidos com 5 ppm de DBTDL apresentaram os melhores resultados para a viscosidade da mistura final e para as demais propriedades do propelente. A utilização de sistemas de partículas com alto empacotamento, associados com a utilização de 5 ppm de DBTDL como agente de cura, permitiu elevar a carga sólidos até 88%, muito superior aos 84% em uso no propelente do VLS. Além disso, as propriedades mecânicas e balísticas deste propelente produzido em escala de laboratório são apropriadas para os projetos em andamento no IAE.