Made available in DSpace on 2014-06-11T19:28:33Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2011-08-22Bitstream added on 2014-06-13T20:58:28Z : No. of bitstreams: 1 melo_hht_me_guara.pdf: 1759227 bytes, checksum: 3dfd437259b41c05e4944f9e56da28d5 (MD5) / Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior (CAPES) / A utilização de imagens digitais para extrair informações de objetos tem sido uma solução amplamente empregada em pesquisas científicas e em processos industriais. A contínua redução nos preços de equipamentos, a facilidade do uso de softwares e a simples integração com recursos de informática tem feito que muitos processos migrem para esta solução mais ágil, confiável e econômica. A indústria aeroespacial, que possui uma cadeia de produção não contínua e exige a avaliação de todos os seus componentes para obtenção de um nível de confiança elevado, encontra no emprego do processamento digital de imagens uma solução versátil e eficaz para análise das características de cada componente. Neste trabalho é apresentado um programa, desenvolvido em LabVIEW™, para medição dos sprays cônicos de jatos de injetores de motor foguete utilizando um sistema de processamento digital de imagens para sua análise. São apresentadas também as metodologias até então utilizadas para efetuar este tipo de medida. Os sprays dos jatos são desenvolvidos na saída do injetor, são exibidos visualmente durante o teste hidráulico a frio e tem influência direta no desempenho do motor foguete. A utilização desta nova ferramenta permitiu a realização desta medida de forma automática, com o fornecimento da incerteza de medição em níveis de confiança pré-estabelecido e mostrou-se ser mais exata e precisa que as metodologias anteriores / The usage of digital images to extract information from objects has been a solution widely used in scientific research and in industrial processes. The continued reduction in prices of equipment, the facility of software manipulation and the simple integration with computing resources has done many processes to migrate to this more flexible, reliable and economical solution. The aerospace industry, which has a chain of production that is not continuous and requires the evaluation of all its components to obtain a high confidence level, finds in the usage of digital image processing a versatile and effective solution for analysis of the characteristics of each component . This paper presents a program developed in LabVIEW™, to measure the rocket engine conic spray jet by using a digital image processing system for analysis. It is also presented the methodologies previously used to perform this type of measurement. The jet sprays are developed at the exit of the injector, are displayed visually during the cold hydraulic test and it has directly influences on the performance of the rocket engines. The usage of this new tool allowed us to make the measurement automatically with the supply of uncertainty together with a pre-established confidence level and it proved to be more accurate and precise than previous methodologies

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Ana Cristina Barbosa da Silva (annabds@hotmail.com) on 2015-01-26T14:50:56Z No. of bitstreams: 1 2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5) / Approved for entry into archive by Patrícia Nunes da Silva(patricia@bce.unb.br) on 2015-01-30T15:14:05Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5) / Made available in DSpace on 2015-01-30T15:14:05Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5) / O trabalho desenvolvido nesta dissertação diz respeito a um estudo experimental com a finalidade de desenvolver e aprimorar grãos de combustíveis sólidos para foguetes híbridos. A matriz combustível confeccionada neste trabalho é à base de parafina alternativa, derivada de uma cera natural que pode ser encontrada em abundância na região Nordeste do Brasil. Os objetivos principais foram: identificar, caracterizar e avaliar química e fisicamente a parafina alternativa e desenvolver métodos de confecção e ajuste no grão, não tóxico ou explosivo. Os resultados da adição desta cera à matriz sólida de parafina fóssil foram considerados satisfatórios do ponto estrutural e de desempenho, em regime de queima. Desta forma, pode se concluir que ocorreram importantes melhorias nas características gerais do combustível sólido, se comparado com aquele empregado anteriormente a esta pesquisa. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The work in this thesis is an experimental study in order to develop and improve grains of solid fuels to be used in hybrid rockets.. The matrix fuel confectioned in this work is from alternative paraffin, derived from a natural wax it can be found in abundance in northeastern Brazil. The main objectives were to identify, to characterize and to evaluate chemically and physically the alternative paraffin and to develop methods of preparation and adjustment in the grain, not toxic or explosive. The results of this addition to the solid wax matrix fossil paraffin were considered satisfactory and the structural point of performance, under burning. Thus, it can be concluded that there were significant improvements in the general characteristics of the solid fuel as compared with that previously used for this study.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Albânia Cézar de Melo (albania@bce.unb.br) on 2013-11-18T13:03:33Z No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2013-11-18T13:22:06Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / Made available in DSpace on 2013-11-18T13:22:06Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / O surgimento de novas demandas, decorrentes da modernização dos setores tecnológicos e do desenvolvimento aeroespacial no mundo, proporcionou a divisão dos foguetes em diversas classes, de acordo com sua aplicabilidade. Para os grandes foguetes e até mesmo os pequenos lançadores, satélites ou módulos espaciais, a necessidade de precisão de lançamento e a segurança dos sistemas têm sido os grandes desafios a serem vencidos. Para motores de baixo empuxo e alto impulso específico, a principal característica necessária é a capacidade de regular o empuxo em uma ampla gama de valores. Visando atender a este requisito o presente trabalho tem como objetivos gerais descrever um novo sistema propulsivo e apresentar os aspectos metodológicos necessários ao seu dimensionamento para uma dada missão espacial. Este sistema propulsivo tem como base o emprego de monopropelente pastoso. A missão pré-determinada necessita de: motor de 400 N de empuxo com a possibilidade de cinco ignições, empuxo do motor até 10 (dez) vezes o empuxo da câmara de combustão, 7,5 minutos de trabalho de queima e 50 minutos de operação do sistema propulsivo no ambiente espacial. O motor se mostrou qualificado para esta missão, além de poder ser utilizado em diversas outras missões sem necessitar de grandes modificações na sua configuração básica. Seus componentes são de fácil fabricação e têm a possibilidade de serem feitos no parque industrial brasileiro. As características do propelente mostraram-se muito vantajosas com relação os propelentes sólidos e líquidos, podendo ser facilmente utilizado como substituto dos mesmos em estágios superiores. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The rise of new demands resulting from the modernization of technological sectors and aerospace development in the world provided the division of rockets into several classes according to their applicability. For large rockets and even small launchers, satellites or space modules, the need for launch accuracy and safety systems have been the major challenges to be overcome. For low thrust and high specific impulse engines, the main feature required is the capacity to regulate thrust in a wide range of values. In order to satisfy this requirement, this work aims to describe a new propulsion system and present the methodological aspects necessary for their design for a particular space mission. This propulsion system is based on the use of paste-like monopropellant. The predetermined mission requires: 400 N engine thrust with the possibility of five ignitions, engine thrust up to ten (10) times the thrust of the combustion chamber, 7.5 minutes of burn time and 50 minutes of operation the propulsive system in space environment. The engine proved to be skilled for this mission, and can be used in several other missions without require extensive changes in its basic configuration. Components are easy to manufacture and have the possibility of being made in the Brazilian industry. The characteristics of the propellant showed great advantageous regarding solid and liquid propellants, thus being able to be easily used as a substitute of this proppelants in upper stages.

Orientador : Helder Anibal Hermini / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia Mecanica / Made available in DSpace on 2018-08-02T20:33:44Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Rosario_JoseJaetis_M.pdf: 10582277 bytes, checksum: b15feae8449d52d9959cf8fbe14ff85d (MD5) Previous issue date: 2002 / Resumo: Este trabalho tem como objetivo principal o desenvolvimento de um projeto funcional e a implantação através de uma plataforma em escala reduzida de um Sistema Automatizado para Inspeção de Motores de Foguetes utilizando Tomografia Computadorizada. A plataforma foi implementada com uma arquitetura de supervisão e controle num sistema didático e além de ter as mesmas características funcionais do sistema real, contém todos os elementos que possibilitem uma visão completa do sistema em estudo. Para que tal objetivo seja atingido, neste trabalho são apresentados de forma didática e estruturada, as ferramentas e elementos de automação utilizados, sendo ainda apresentado um exemplo de aplicação, utilizando-se a integração desses elementos. Esta metodologia está validada no Laboratório Integrado de Automação e Robótica, da UNICAMP, através da implementação de uma plataforma didática com diferentes elementos automatizados: Maquete em escala do Sistema de Inspeção, PLC' s, atuadores e sensores. Nesta plataforma diferentes modelos de aprendizado e validação são efetuados, e a mesma representa com boa margem de precisão os movimentos simulados de deslocamento do tomógrafo que deverão ser feitos na situação real para inspeção do corpo do foguete / Abstract: This work has as main objective the development of a functional project and the implantation through a platform in reduced scale of an Automated System for Inspection of Rocket Engine using Computerized Tomography. The implemented platform has the Same functional characteristics of the real system, it was implemented with a supervision architecture and control in a didactic system and it contains all the elements that make easy a complete vision of the system in analyses. In order to be reached such objective, in this work is presented in didactic and structured way, the tools and used automation elements, and an application example is presented using the integration of those elements. This methodology is validated in the Integrated Laboratory of Automation and Robotics, of UNICAMP, through the implementation of a didactic platform with different automated elements: Model in a reduced scale of the Inspection System, PLC's, actuators and sensors. Different learning models and validation are made in this platform, and it represents with good precision the movements that should be done in the real situation for inspection of the rocket engine / Mestrado / Mecanica dos Sólidos e Projeto Mecanico / Mestre em Engenharia Mecânica

Neste trabalho é desenvolvido um estudo analítico e computacional para obter as propriedades termoquímicas de motores- foguetes utilizando as propriedades termodinâmicas obtidas através da mecânica estatística. Sao utilizadas para determinar as propriedades termodinâmicas, assim como a composição química de equilíbrio, as equações da mecânica estatística, as constantes espectroscópicas das espécies químicas envolvidas e a técnica da minimização da função de Gibbs. Estes métodos são utilizados para analisar os processos de combustão em motores-foguetes a bi-propelentes líquidos para diferentes razões de massa oxidante / combustível. Os resultados obtidos, entre eles a temperatura adiabática de chama e as frações molares dos produtos de combustão, são comparados com os do NASA SP-273.

Esta dissertação descreve estudo de guiamento de veículos espaciais que utilizam propulsão sólida, em especial o VLS, Veículo Lançador de Satélites. Os veículos espaciais que utilizam propulsão sólida não possuem controle do nível de empuxo, assim sua trajetória só pode ser controlada através da mudança de atitude. Seu guiamento é baseado na velocidade e posição instantâneas, na energia embarcada e na trajetória de forma a atender, com êxito, a condição requerida para a satelização. Neste processo, alguns dados são obtidos através de testes em bancos de ensaio, podendo apresentar dispersão ao serem comparados com os valores reais em vôo. Um dos mais importantes é o tempo de queima dos motores, motivador deste trabalho. Busca-se um algoritmo de guiamento insensível a dispersão no tempo de queima. Para que o algoritmo seja insensível a esta dispersão é necessário incluir além da condição de satelização, uma condição que leve o veículo a ter uma trajetória tangente à uma determinada superfície solução, definida por uma equação que relaciona as seguintes variáveis: VT , VR e R, velocidade tangencial, velocidade radial e raio, respectivamente. Assim, independente do momento do fim da queima do motor do terceiro estágio, o veículo já estará no plano solução desejado. O atendimento da condição de insensibilidade deve ocorrer de modo a não prejudicar o atendimento da condição de satelização. A validação deste algoritmo será realizada usando-se o ADAGA, que é um ambiente de desenvolvimento dos algoritmos de guiamento e apontamento.

A escolha correta dos injetores garante uma mistura rápida e um processo estável de queima na câmara de combustão de um motor foguete a propelente líquido (MFPL). Devem ser considerados parâmetros de desempenho do injetor como ângulo de cone de pulverização do spray, distribuição da vazão mássica, distribuição da razão de mistura, tamanho de gota e mecanismos de instabilidade de queima. Esta tese de mestrado apresenta uma compilação dos principais procedimentos de cálculo relativos a injetores centrífugos utilizados em MFPL, obtidos a partir da literatura russa. A comprovação deste procedimento de cálculo é feita mediante duas comparações. Uma a partir da metodologia de cálculo apresentada comparando-se os resultados das dimensões do injetor obtidos, com os dados técnicos do injetor utilizado pelo MFPL RD-0109 operado com oxigênio líquido e querosene; a outra comparação será entre os cálculos teóricos dos parâmetros de desempenho do injetor com os resultados experimentais obtidos a partir de testes a frio. No trabalho verifica-se também o comportamento do injetor quando há variação do comprimento da região do misturador Lmist, analisando as mudanças na distribuição da razão de mistura e na distribuição da vazão mássica característica do injetor centrífugo bipropelente. O conhecimento prévio do comportamento destes parâmetros de desempenho do injetor é útil na fase de testes a quente do MFPL, otimizando e reduzindo os custos de ajuste do motor. O entendimento do funcionamento do injetor centrífugo empregado em MFPL é fundamental para utilização do mesmo em futuros projetos de câmaras de empuxo e geradores de gás a serem desenvolvidos pelo IAE. Caso o projetista opte pelo emprego deste tipo de injetor, esta tese servirá de fonte de referência para o desenvolvimento do projeto.

Esta dissertação apresenta um conjunto de equações que modelam a dinâmica dos seguintes elementos básicos de um motor-foguete a propelente líquido (MFPL): câmara de empuxo (cabeçote de injeção e câmara de combustão); linha de alimentação (duto de seção transversal circular ou geometricamente equivalente); constritor (orifício calibrado ou válvula); regulador (regulador de pressão ou regulador de empuxo) e turbobomba (bomba centrífuga e turbina de impulso com um estágio). A abordagem usada neste trabalho é adequada para estudar variações temporais durante a fase de operação normal do motor, isto é, excluindo-se as fases de partida e de corte do mesmo. Adicionalmente, podem ser investigados problemas relacionados a instabilidades de baixa freqüência no sistema hidropneumático, as quais podem degenerar a eficiência do motor ou causar danos ao mesmo. As equações finais, relativas a cada um dos elementos básicos, são implementadas como diagramas de blocos encapsulados usando-se o software Matlab-Simulink e, com eles, é criada uma biblioteca de blocos para aplicações específicas em MFPL. Tal recurso dá a possiblidade de se fazer simulações computacionais de diferentes configurações de motor através de simples modificações na interação entre os blocos, além de permitir se verificar os efeitos causados pela modificação de quaisquer parâmetros do motor. Para ilustrar algumas possíveis aplicações, são estudadas duas configurações distintas: um MFPL pressurizado por gás e um por bomba. Em ambos os casos, respostas a degrau e respostas em freqüência são determinadas e usadas para analisar os efeitos do tempo de preparação da mistura (necessário para injetar, pulverizar, misturar e evaporar os propelentes) sobre a pressão da câmara de combustão.

Este trabalho foi realizado para avaliar o desempenho de composições pirotécnicas para a ignição de propelente sólido. Para esta avaliação foram realizados ensaios na Bomba de Pastilha (Bomba manométrica) e ensaios funcionais de ignitores em micropropulsores com propelente inerte e real. Estes micropropulsores são usados no foguete Veículo Lançador de Satélite (VLS) projetado no Centro Técnico Aeroespacial - Instituto de Aeronáutica e Espaço, CTA/IAE. Quatro destes micropropulsores são instalados no VLS e os funcionamentos devem ocorrer simultaneamente com uma dispersão de no máximo 50 milissegundo, entre eles, para que os propulsores atinjam 75% da pressão de trabalho no estado permanente de combustão. As composições pirotécnicas avaliadas foram: 1- Pólvora negra (PN); 2- Magnésio, Teflon, Viton B (MTV); 3- Magnésio, Perclorato de Potássio e ligante (Mg/KClO4); 4- Boro, Nitrato de Potássio e ligante (B/KNO3); 5- Alumínio, Perclorato de Potássio e ligante (Al/KClO4 ou Alclo). No experimento mais importante realizado neste trabalho, o ensaio de queima no banco de prova com quatro micropropulsores, os ignitores carregados com granulados de B/KNO3 e pastilhas de Al/KClO4 apresentaram o melhor desempenho entre todas as amostras ensaiadas, com dispersão na ordem de 35 ms.

Os motores de foguetes baseados em ciclos combinados têm sido largamente discutidos e aplicados nos sistemas de propulsão de veículos lançadores reutilizáveis devido ao fato de apresentarem baixa relação empuxo x peso e elevado impulso específico, podendo assim ampliarem a carga útil transportada. Este trabalho tem por finalidade explanar a variedade de motores de foguetes baseados em ciclos combinados. E dentro desta perspectiva apresentar um estudo de um motor de ciclo combinado que é híbrido entre motor turbo-foguete e propulsão aspirada, denominado motor turbo-foguete aspirado - ATR como uma proposta de motor auxiliar reutilizável para veículos lançadores de satélites. A análise do motor turbo-foguete aspirado proposto será feita através do desenvolvimento de uma metodologia computacional baseada em linguagem de programação orientada a objeto (C++) e o código aberto Cantera (GOODWIN, 2002). Esta análise consiste na obtenção de dados termodinâmicos e parâmetros de seus componentes para a configuração do motor ATR proposto, de modo que venha facilitar o desenvolvimento do projeto do motor do tipo ATR. Ao término deste trabalho ter-se-á uma ferramenta de análise do motor ATR bem como demais motores que apresentem a propulsão aspirada em seu sistema de propulsão.