PPGEA - Mestrado em Engenharia e Ciências Aeroespaciais

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Análise aero-estrutural de um demonstrador da combustão supersônica
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2022-12-14) Oliveira Júnior, Paulo César de; Costa Júnior, João Carlos Arantes; Toro, Paulo Gilberto de Paula; https://orcid.org/0000-0002-3280-4244; http://lattes.cnpq.br/8765591637274439; https://orcid.org/0000-0001-8498-4075; http://lattes.cnpq.br/5028446242533356; https://orcid.org/0000-0003-1971-8410; http://lattes.cnpq.br/2368579966963896; Marinho, George Santos; Korzenowski, Heidi
No atual cenário do setor aeroespacial existe uma grande limitação relacionada à carga útil que se consegue lançar em órbita ou além. Os motores-foguete, tecnologia propulsiva em operação, possuem baixo impulso específico em comparação aos sistemas com propulsão aspirada (em geral, inclusive a tecnologia scramjet) que utilizam o ar atmosférico como oxidante. Durante o voo hipersônico, os veículos aeroespaciais com propulsão hipersônica aspirada estão sujeitos à elevados carregamentos aerodinâmicos e térmicos. Nesse contexto, no presente trabalho o objetivo principal é realizar análise aero-estrutural de um demonstrador da combustão supersônica genérico, nas condições de voo à altitude de 23 km e velocidade de 1723 m/s, correspondente a número de Mach 5,8. Na análise estrutural foram considerados casos com diferentes espessuras de chapa (6 mm, 4 mm, 3 mm e 2,5 mm) e os elementos que compõe o scramjet são de aço inox 304 (longarinas e nervuras), alumínio 7075 (rampas e painel lateral), inconel 718 ou tungstênio (bordos de ataque e entrada da câmara de combustão). Para execução da análise estrutural foi realizado projeto aerodinâmico e dimensional de um scramjet genérico, idealizado para acoplamento aos motores-foguete brasileiros S30 e S31. Foram aplicados critérios de otimização à seção de compressão, objetivando atingir as condições de temperatura e número de Mach requeridas na entrada da câmara de combustão para queimar hidrogênio espontaneamente. Na seção de expansão, o critério de otimização é baseado na verificação do ponto em que a condição de pressão é equivalente a do escoamento livre, definindo a região onde deverá ser realizado o acoplamento ao veículo acelerador. A carga aerodinâmica foi definida a partir de análise analítica e numérica, considerando o ar como gás caloricamente perfeito e desprezando os efeitos viscosos. No projeto e análise aerodinâmica avaliaram-se os casos sem injeção de combustível, portanto sem queima de combustível (power-off) e com injeção e queima de combustível (power-on), mas na análise estrutural apenas power-on foi considerado. A análise numérica do escoamento e a análise estrutural numérica foram respectivamente realizadas nos módulos Fluent e Static Structural do software Ansys. Na análise aerodinâmica evidenciou-se que, voando a uma altitude de 23 km com velocidade de 1723 m/s, o scramjet com três rampas de compressão, com ângulos de deflexão de 7,48°, 8,93° e 10,77° foi capaz de gerar, na entrada da câmara de combustão, velocidade correspondente a número de Mach 1,71 e temperatura estática de 1071,25 K, superior a 845,15 K, demonstrando a possibilidade de queimar hidrogênio. No bordo de fuga a velocidade do escoamento foi de 1688,96 m/s sem injeção e sem queima de combustível e 1806,98 m/s com injeção e queima de combustível, superior a 1723 m/s, demonstrando que o scramjet só é capaz de gerar empuxo com ignição do combustível. Para a análise numérica do escoamento, a malha não estruturada com elementos triangulares se mostrou mais adequada para capturar as condições do escoamento após as ondas de choque oblíquas estabelecidas na seção de compressão do scramjet, considerando o ar atmosférico como gás caloricamente perfeito e sem efeitos viscosos. Na análise aerodinâmica os resultados numéricos apresentaram boa concordância com os resultados analíticos. Na análise estrutural verificou-se que o valor máximo de tensão equivalente de von Mises é inferior a tensão de escoamento dos materiais utilizados para casos com chapas de espessura de 3 mm ou superior. Nessas condições a estrutura trabalha em regime elástico, de modo que as deformações são recuperáveis caso os carregamentos sejam removidos. Apenas com chapas de 2,5 mm verificou-se escoamento das longarinas da estrutura interna em contato com as superfícies do combustor, região em que a estrutura é mais solicitada pelos carregamentos de pressão estática devido a adição de calor, a qual simula a queima de combustível. Além disso, o inconel 718 se mostra mais adequado que o tungstênio para aplicação nos bordos de ataque do demonstrador, fornecendo melhor capacidade mecânica e menor peso, e por este motivo sendo mais vantajoso para o projeto aero-estrutural do scramjet.
Análise de desempenho de receptores GMSK para o Global Open CoLlecting Data System (GOLDS)
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2023-09-29) Araújo, Thaís Milla Simão; Vidal, Francisco José Targino; http://lattes.cnpq.br/7452687215068186; http://lattes.cnpq.br/0674551171035968; Lucena, Antônio Macilio Pereira de; Garbi, Giuliani Paulineli
O Global Open CoLlecting Data System (GOLDS) é um sistema de coleta de dados ambientais por satélite proposto como evolução do Sistema Brasileiro de Coleta de Dados Ambientais (SBCDA). O sinal do SBCDA possui modulação Phase Shift Keying (PSK) e não possui codificação de canal, tendo como uma das principais problemáticas a interferência interusuários. Como a banda disponível na recepção é pequena, é indicado que a faixa de frequência ocupada pelos sinais das Plataformas de Coleta de Dados (PCDs) seja compacta. Nesse contexto, com o objetivo de melhorar a eficiência espectral das transmissões das PCDs, o GOLDS propõe a utilização da modulação Gaussian Minimum Shift Keying (GMSK). Portanto, o objetivo deste trabalho é avaliar técnicas de sincronismo e demodulação para sinais GMSK utilizados no sistema GOLDS. Foram avaliados três modelos de sinais e apresentadas técnicas de sincronismo e demodulação para compor o receptor, seguidas de simulações para verificar o desempenho do sistema. Os resultados mostraram uma melhoria na detecção do sinal, uma vez que a interferência interusuários foi reduzida com a implementação da modulação GMSK. O demodulador linear do tipo MSK para o sinal GMSK pré-codificado demonstrou desempenho satisfatório para o sistema. Quanto aos sincronismos de período de símbolo e fase, foram avaliados alguns métodos disponíveis na literatura. A estimação de fase e tempo conjunta para sinais MSK apresentou melhor desempenho para o sistema GOLDS.
Antenas para sistema de comunicação de longa distância de aeronaves remotamente pilotadas
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2022-08-29) Dantas, João Batista Dolvim; Vidal, Francisco José Targino; http://lattes.cnpq.br/7452687215068186; http://lattes.cnpq.br/3984364677031427; Taveiros, Filipe Emanuel Vieira; Garbi, Giuliani Paulineli; Silva, José Patrocínio da
Os Centros de Lançamento Espaciais brasileiros empregam aeronaves convencionais para o monitoramento de grandes áreas marítimas destinadas ao ponto de impacto de foguetes ou de partes destes, o que resulta em um custo elevado para operacionalização. Como uma solução de baixo custo, as aeronaves remotamente pilotadas (ARPs) têm se mostrado eficientes para operações desse tipo, no entanto, o pequeno alcance dos seus controles remotos convencionais é um fator limitante para seu emprego a grandes distâncias. Este trabalho apresenta o desenvolvimento de antenas de alto desempenho para um sistema de comunicação de ARP, visando ao controle desta e também à transmissão de imagens a partir da ARP operando a longas distâncias. Foi considerado o estudo de caso do Centro de Lançamento da Barreira do Inferno, que planeja empregar a ARP para apoiar a vigilância da área marítima restrita ao impacto de foguetes. Para a operação da estação em terra, as antenas propostas foram concebidas de modo a maximizar ganho e abertura dos lóbulos. Para a operação da ARP, as antenas foram adaptadas a fim de proporcionar inclinações coerentes dos seus lóbulos e transmissão omnidirecional, bem como como minimizar o peso, tamanho e arrasto aerodinâmico. As avaliações das antenas propostas foram feitas por meio de simulações e verificações experimentais. O link de rádio utilizando as antenas propostas foi avaliado em laboratório e verificada a sua capacidade para realizar a transmissão de dados em distância emulada de 110 km (59,4 NM)(68,35 M).
Aquecimento aerodinâmico de uma cápsula em reentrada atmosférica
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2024-06-28) Athayde Neto, Luiz Sampaio; Marinho, George Santos; Toro, Paulo Gilberto de Paula; https://orcid.org/0000-0003-3565-4744; http://lattes.cnpq.br/0490476694313938; https://orcid.org/0009-0002-6245-3833; http://lattes.cnpq.br/6362824605702287; Silva, Douglas do Nascimento; Korzenowski, Heidi
Objetos que reentram na atmosfera trafegam em regime de velocidade hipersônico, onde as moléculas do ar são sujeitas aos efeitos de altas temperaturas, como: vibração, dissociação e ionização. Nesse caso, o ar não pode ser tratado como gás caloricamente perfeito. O aquecimento aerodinâmico é um fenômeno predominante nesse regime de velocidade, resultante da fricção entre as moléculas do ar e a superfície do objeto que realiza reentrada atmosférica. Na década de 1950, engenheiros aerodinamicistas se dedicaram ao estudo deste fenômeno, como meio de prever o comportamento em voo de aeronaves e foguetes. Isso levou ao desenvolvimento de métodos teóricos e experimentais que, posteriormente, contribuíram para o início da exploração espacial. No presente trabalho foram utilizados métodos para estimar o aquecimento aerodinâmico de uma cápsula espacial, com geometria cônica rombuda, durante reentrada atmosférica. Foram considerados sete pontos da trajetória de reentrada. Para estimar o aquecimento sofrido no ponto de estagnação da cápsula utilizou-se o método desenvolvido por Fay e Riddell (1958). O método desenvolvido por Lees (1956) foi empregado para estimar a distribuição do calor nas regiões esférica e cônica da cápsula. Para isso, foi necessário conhecer a geometria do veículo, a trajetória do voo de reentrada, as propriedades termodinâmicas da atmosfera nos sete pontos da trajetória escolhidos para análise, as relações de onda de choque normal e as relações isentrópicas. A partir destes conhecimentos, foi possível observar o comportamento das propriedades termodinâmicas e como elas influenciam no aquecimento aerodinâmico e ao longo dos sete pontos da trajetória de reentrada.
Comportamento da excentricidade em estrelas Subgigantes binárias sob ação das forças de maré
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2024-11-29) Santos, Júlio César Costa; Costa, Jefferson Soares da; https://orcid.org/0000-0002-9830-0495; http://lattes.cnpq.br/9175100603360900; http://lattes.cnpq.br/4507947749467519; Rego, Joilson Batista de Almeida; Duarte, Tharcisyo Sá e Sousa
Neste trabalho, investigamos sistemas binários nos quais pelo menos uma das estrelas está situada no Ramo das Subgigantes, com o objetivo de compreender o comportamento da excentricidade orbital desses sistemas à luz das teorias de maré. A análise foi baseada em medições astrométricas fornecidas pela missão Gaia e fotométricas pela missão Kepler. Focamos especificamente em sistemas binários subgigantes eclipsantes para examinar a taxa de variação da excentricidade orbital. Descrevemos o processo de análise, que incluiu a integração de bases de dados de estudos como os de Mathur e Kirk, e o método de identificação dos dados estelares. Após a filtragem, selecionamos 123 sistemas binários subgigantes e realizamos a análise da excentricidade em função do período orbital para 43 sistemas, cujos comportamentos foram consistentes com os observados em outros ramos estelares. A análise da excentricidade para 38 estrelas indicou que a massa da zona convectiva (mzc) interfere nos efeitos de maré e deve ser considerada para estrelas com mzc superior a 0, 05M⊙.
Concepção, projeto e análise estrutural de um tubo de choque acadêmico
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2022-12-22) Fiuza, William Henrique de Lima; Toro, Paulo Gilberto de Paula; Marinho, George Santos; http://lattes.cnpq.br/0490476694313938; https://orcid.org/0000-0002-3280-4244; http://lattes.cnpq.br/8765591637274439; https://orcid.org/0000-0003-4798-8813; http://lattes.cnpq.br/9283841687629566; Silva, Douglas do Nascimento; Greco Júnior, Paulo Celso
O tubo de choque é um equipamento empregado em estudos laboratoriais sobre escoamentos supersônicos, fornecendo dados em determinadas condições de voo nas quais os veículos aeroespaciais se encontrarão. A Universidade Federal do Rio Grande do Norte (UFRN) dispõe de tubos de aço inoxidável – doados pelo Instituto de Estudos Avançados (IEAv) – destinados à construção do primeiro tubo de choque da Instituição. O objetivo na pesquisa desenvolvida foi viabilizar tecnicamente a construção do equipamento. O correto dimensionamento dos componentes é parte fundamental do projeto, sendo indispensável para prevenir acidentes e controlar erros de medição durante os ensaios, pois se trata de um dispositivo submetido a altas pressões. A modelagem estrutural por meio de software permite reduzir desperdício de materiais e riscos operacionais durante a construção de protótipos. As condições de contorno e cargas aplicadas devem ser selecionadas com rigor, de modo a proporcionar bom nível de confiança aos resultados da pesquisa e, desse modo, constituir um guia para execução do projeto acadêmico de modo técnico. Para isso foram realizados e são aqui apresentados: cálculos das condições de escoamento; modelagem e análise estrutural das seções de alta pressão (driver) e de baixa pressão (driven) do tubo de choque acadêmico, considerando as dimensões dos tubos de aço inoxidável disponíveis na UFRN; além da determinação dos esforços aos quais os tubos serão submetidos quando o equipamento se tornar operacional. Os resultados analíticos (Equações de Lamé) e numéricos (Ansys Mechanical) das tensões circunferenciais, radiais e de von Mises foram comparados por meio de suas variações percentuais. O Autodesk Inventor também foi utilizado para simulações e comparações com os resultados do Ansys Mechanical. Tanto o driver quanto o driven foram analisados considerando suas extremidades fechadas por meio de flanges e, assim, tratados como vasos de pressão. Foram utilizados nas análises os softwares Ansys Mechanical e Autodesk Inventor, com discretização dos modelos por geração de malha e aplicação do Método dos Elementos Finitos. Uma pressão de 70 atm (7,09 MPa) foi aplicada na superfície interna da seção de alta pressão durante os cálculos e simulação computacional, enquanto outras pressões geradas no escoamento foram calculadas e aplicadas à seção de baixa pressão. Todas as pressões também foram multiplicadas por quatro para avaliar o impacto dessa alteração nas tensões. Com base nos resultados obtidos para tensões de von Mises, tensões circunferenciais e tensões radiais constatou-se que, considerando-se as propriedades do aço inoxidável AISI 304 e do aço SAE 4140, os tubos disponíveis suportarão as cargas de trabalho dentro da faixa de operação a que serão submetidos sem implicar em riscos de danos, atendendo à primeira etapa do projeto de construção do tubo de choque acadêmico da UFRN.
Efeitos relativísticos e os sistemas satelitais de geolocalização
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2024-07-22) Vivacqua, Lucas Gaudencio; Fernandez, José Henrique; https://orcid.org/0000-0002-7993-2972; http://lattes.cnpq.br/4207470264780724; http://lattes.cnpq.br/0119268903658071; Silva, Douglas do Nascimento; Almeida, Leonardo Andrade de; Amorim, Ronni Geraldo Gomes de
A maior estabilidade dos relógios atômicos nos satélites das novas gerações dos sistemas de navegação e as melhorias nas correções estão permitindo a aplicação dos sistemas de navegação em atividades de precisão cada vez maior. Tivemos recentemente o lançamento dos últimos satélites GALILEO, a conclusão da constelação QZSS e as novas gerações de GLONASS e Beidou. Tudo isto tornou ainda mais urgente a necessidade da integração dos sistemas de navegação por satélite. O que traz de volta velhas questões e como elas devem ser abordadas agora da perspectiva de um único GNSS integrado. Este estudo aborda a questão dos efeitos relativísticos atuando nos relógios atômicos, a bordo de todas as seis constelações de navegação em operação atualmente. Portanto, nos propusemos a encontrar a distorção temporal de cada veículo das seguintes constelações: GPS (EUA), GLONASS (Rússia), GALILEO (UE), Beidou (China), IRNSS (Índia) e QZSS (Japão). Através dos dados de efemérides, extraídos dos almanaques de constelações e das equações analíticas da Relatividade Especial e Geral, conseguimos encontrar um atraso fixo e dois periódicos, influenciados pelo semi-eixo maior da órbita, excentricidade e inclinação. Para o GPS, por exemplo, o atraso fixo é em média de 445,6 ps para cada segundo decorrido no solo. Mais importante, se tomarmos cada satélite individualmente, descobrimos que os desvios da média chegam a cerca de 50 nanossegundos por dia. Para o PRN 21 da mesma constelação, encontramos um efeito periódico causado pela excentricidade de sua órbita com amplitude de 56,6 ns com um período igual ao orbital. Ou seja, a depender da posição do satélite na órbita o relógio pode estar adiantado ou atrasado em até 56,6ns. Isso pode afetar aplicações com precisão de dezenas de metros. Dentre as seis constelações, 38,9% dos satélites exigem esse tipo de correção para precisão na ordem de metros. Verificou-se ainda outro efeito periódico, causado pelo achatamento da Terra com um período de metade do orbital e uma amplitude que para os satélites em órbitas médias vai de 60 a 100 ps, e assim causa problemas para aplicações que requerem precisão a nível centimétrico. Ter esse tipo de estimativa para todos os 118 veículos GNSS atualmente em operação nos ajuda a entender melhor a importância de ter a correção relativística correta para cada aplicação.
Estudo conceitual aerodinâmico de um veículo scramjet para voo vertical em velocidade hipersônica constante na atmosfera terrestre densa
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2023-12-18) Solano, Alexander Alberto Camacho; Toro, Paulo Gilberto de Paula; Marinho, George Santos; http://lattes.cnpq.br/0490476694313938; https://orcid.org/0000-0002-3280-4244; http://lattes.cnpq.br/8765591637274439; https://orcid.org/0009-0006-6351-9733; http://lattes.cnpq.br/3162757337411459; Silva, Douglas do Nascimento; Korzenowski, Heidi
O conceito de tecnologia scramjet surgiu na década de 1950 como uma solução para as limitações de velocidade de seu predecessor, a tecnologia ramjet. Quase 50 anos após a concepção scramjet, foram realizados os primeiros testes em voo que comprovaram a viabilidade dessa tecnologia. Basicamente, um sistema de propulsão baseado na tecnologia scramjet é um veículo aeroespacial que se desloca pela atmosfera densa terrestre a velocidades hipersônicas. Isso é possível queimando uma mistura de ar capturado da atmosfera e combustível (seja hidrocarboneto ou hidrogênio) em velocidade supersônica no interior da câmara de combustão. Atualmente, a forma mais comum de acesso ao espaço é através de lançadores que utilizam sistemas tradicionais de propulsão, ou seja, foguetes impulsionados por propelentes sólidos ou combustíveis líquidos. Esses veículos requerem estruturas de grande envergadura devido à necessidade de incorporar grandes tanques de propelentes sólidos ou de combustível e oxidante em seu interior. Isso resulta na criação de estruturas volumosas que aumentam os custos de lançamento e, consequentemente, reduzem a capacidade de carga útil. Na Universidade Federal do Rio Grande do Norte (UFRN), desde 2017, professores e estudantes de diversas áreas da engenharia trabalham em conjunto em projetos aero-estruturais aplicados à tecnologia scramjet. Na presente pesquisa realizou-se um estudo conceitual de um demonstrador de tecnologia scramjet projetado para voo ascendente nas altitudes de 21 km, 26 km e 31 km, mantendo velocidade hipersônica constante de 1.950 m/s na atmosfera densa terrestre. Foram aplicadas as teorias analíticas de onda de choque oblíqua, adição de calor (Rayleigh) em um escoamento unidirecional em uma seção transversal com área constante sem adição da massa do combustível, e a teoria da razão de área nas seções de compressão, câmara de combustão e expansão, respectivamente. Essas teorias foram aplicadas considerando-se o ar como um gás perfeito sem os efeitos de altas temperaturas e sem levar em consideração os efeitos viscosos da camada limite. Inicialmente, três veículos foram propostos, para cada altitude: 21 km, 26 km e 31 km. Os ângulos da seção de compressão foram determinados para atender a velocidade supersônica (número de Mach) e à temperatura de ignição do combustível (hidrogênio), considerando-se uma mistura estequiométrica e ignição espontânea, na câmara de combustão. A seção de compressão foi otimizada levando-se em consideração que todas as ondas de choque oblíquas incidentes tinham a mesma intensidade, proporcionando condições de choque on-lip e choque on-corner. A seção de expansão foi otimizada considerando-se que os produtos da combustão tinham a mesma pressão da altitude de voo do veículo. Posteriormente, foi considerada a geometria fixa otimizada para a altitude de 21 km, levando-se em consideração as condições termodinâmicas de voo a 26 km e 31 km. Similarmente, foi realizado o estudo da geometria otimizada na altitude de 26 km em voo nas condições das altitudes de 21 km e 31 km, e o estudo da geometria otimizada na altitude de 31 km em voo nas altitudes de 21 km e 26 km. Os resultados obtidos no caso do demonstrador com geometria fixa nas altitudes de 26 km e 31 km, não possibilitaram a aplicação do estudo analítico à combustão supersônica na câmara de combustão. Primeiramente, foi possível encontrar empuxo não instalado considerando-se o estudo nas condições de projeto com geometrias fixas nas altitudes de voo a 21 km, 26 km ou 31 km. Porém, somente aplicando-se a geometria fixa na altitude de 21 km às condições de voo nas altitudes a 26 km ou 31 km foi possível se estimar, analiticamente, o empuxo não instalado na mesma ordem de grandeza do demonstrador scramjet nas condições de projeto otimizado (geometria fixa) nas altitudes de 26 km ou 31 km, respectivamente. Finalmente, com base nas conclusões do estudo, considerou-se possível indicar que a geometria otimizada para altitude de 21 km pode ser aplicada ao demonstrador scramjet, permitindo seu voo entre as altitudes de 21 km e 31 km, em velocidade hipersônica constante de 1.950 m/s.
Estudo conceitual de um demonstrador scramjet de admissão interna com três rampas
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2024-07-15) Araújo, Tiago Aleixo de; Toro, Paulo Gilberto de Paula; Souza, Sandi Itamar Schafer de; https://orcid.org/0000-0002-3280-4244; http://lattes.cnpq.br/8765591637274439; http://lattes.cnpq.br/6153034683400041; Costa Júnior, João Carlos Arantes; Korzenowski, Heidi
Neste trabalho foi desenvolvido um estudo conceitual de um sistema de propuls„o aspirada baseada em combust„o supersÙnica (tecnologia scramjet) acoplado aos motores foguetes S30 e S31 para voar em velocidade hipersÙnica, de 2050 m/s ‡ altitude de 30 km. O objetivo foi estudar uma configuraÁ„o de admiss„o interna simÈtrica com trÍs rampas na seÁ„o de compress„o e comparar com a configuraÁ„o mista externa e interna de trÍs rampas e mesmos ‚ngulos. Foi aplicada uma metodologia teÛrico-analÌtica (abordagem de engenharia) utilizando a teoria de onda de choque oblÌqua na seÁ„o de compress„o, a teoria de Rayleigh da adiÁ„o de calor em escoamento unidimensional, com ·rea transversal constante, e sem considerar a adiÁ„o de massa do combustÌvel na c‚mara de combust„o, e a teoria de raz„o de ·rea acoplada ‡ teoria de expans„o de Prandtl-Meyer na seÁ„o de expans„o. Foram analisadas as variaÁıes das propriedades do escoamento sem injeÁ„o de combustÌvel na c‚mara de combust„o (power-off) e com injeÁ„o e queima de combustÌvel hidrogÍnio, no escoamento em velocidade supersÙnica (power-on). O ar atmosfÈrico capturado pela seÁ„o de compress„o do demonstrador scramjet È comprimido e desacelerado para uma condiÁ„o de velocidade supersÙnica e temperatura superior a temperatura de igniÁ„o espont‚nea do combustÌvel na c‚mara de combust„o. Considerando power-off, o ar expandido na seÁ„o de expans„o obteve uma velocidade inferior ‡ velocidade de voo, devido ao aumento da entropia. Entretanto, no caso de power-on, os produtos da combust„o da mistura ar atmosfÈrico-combustÌvel hidrogÍnio proporcionam um aumento na velocidade de voo do scramjet, produzindo empuxo n„o instalado de 402,64N e impulso especÌfico de 4164,02s. Por fim foi realizada uma an·lise de desempenho do scramjet desenvolvido considerando par‚metros como eficiÍncia propulsiva, eficiÍncia tÈrmica e eficiÍncia global.
Estudo experimental em túnel de vento subsônico do arrasto e sustentação do demonstrador da combustão supersônica X-43
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2025-01-14) Azoni, Giovani Pozza; Marinho, George Santos; Toro, Paulo Gilberto de Paula; https://orcid.org/0000-0002-3280-4244; http://lattes.cnpq.br/8765591637274439; https://orcid.org/0000-0003-3565-4744; http://lattes.cnpq.br/0490476694313938; https://orcid.org/0009-0004-0950-1298; http://lattes.cnpq.br/1525938463255303; Silva, Douglas do Nascimento; Korzenowski, Heidi
Os demonstradores de tecnologia scramjet têm por finalidade demonstrar a propulsão hipersônica aspirada em velocidades hipersônicas, ou seja, 5 vezes acima da velocidade do som na altitude de voo. No projeto desses veículos busca-se a adequação da resistência aos esforços aerodinâmicos térmicos e estruturais decorrentes do voo em velocidades superiores a Mach 5. Um veículo scramjet funciona apenas em velocidades hipersônicas. Porém, para decolar de um aeródromo e chegar à velocidade e altitude de operação, o veículo deve ser impulsionado por meio de outro dispositivo - foguete, aeronave ou outra forma de propulsão. Portanto, para ir do repouso à velocidade hipersônica, um veículo como o X-43 deve transpor as etapas intermediárias de voo, passando pelos regimes de velocidades subsônica, transônica e supersônica Apesar da expertise em tecnologia hipersônica, os projetistas de veículos scramjet frequentemente relegam questões de estabilidade atinentes ao voo subsônico. Isso decorre dos objetivos bélicos dos projetos atualmente em desenvolvimento. Em se tratando do próximo estágio da aviação comercial, contudo, a viabilidade dos projetos depende da estabilidade e manobrabilidade dos veículos em velocidades subsônicas. Pouco se sabe do comportamento aerodinâmico do demonstrador scramjet X-43 em voo subsônico. Portanto, no presente estudo, foram analisadas as forças aerodinâmicas de arrasto e de sustentação atuantes em modelo do veículo X-43, da NASA, construído em escala de 1:3,66 e submetido a testes em túnel de vento fechado, na velocidade de cruzeiro de até 20 m/s, para verificar a viabilidade dessa geometria em proporcionar voo estável com ângulo de ataque de 0°, ou seja, eixo da aeronave perpendicular ao fluxo de ar.
Functional Cause Analysis (FCA): uma adaptação do FMEA e FTA
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2024-06-24) Nascimento, Alex Maxwell Silva; Garbi, Giuliani Paulineli; http://lattes.cnpq.br/2550012289865182; http://lattes.cnpq.br/5546331421958505; Vidal, Francisco José Targino; http://lattes.cnpq.br/7452687215068186; Santos, Marcos Aurélio Ferreira dos
Os estudos sobre satélites têm progredido ao longo dos anos, seguindo os avanços tecnológicos. Com isso, surgiu um conceito de sistema espacial, os CubeSats. Esse conceito de sistema é uma representação de projetos que vêm conquistando o mercado, mas apesar disso, essa nova perspectiva de sistemas possui grandes desafios, como a baixa confiabilidade de sucesso, devido a restrições financeiras, limitações de tempo e falta de experiência de seus desenvolvedores, especialmente em projetos acadêmicos. Diante desses desafios, surge a necessidade de métodos e ferramentas que facilitem o desenvolvimento e melhorem a confiabilidade desses sistemas, levando em consideração suas dificuldades. O objetivo deste trabalho é apresentar uma nova abordagem das ferramentas tradicionais de análise de falhas, FMEA (Failure Modes and Effects Analysis) e FTA (Fault Tree Analysis), como uma alternativa mais ágil para análise de falhas em projetos que possuam restrição de recursos. Como resultado dos desafios e necessidades previamente identificados, foi desenvolvida a FCA, uma ferramenta alternativa projetada para atender às demandas específicas levantadas, obtendo sua comprovação, com um estudo de caso, em uma carga útil de um CubeSat. A FCA mostrou-se plenamente funcional, conforme demonstrado no estudo de caso, sendo tão eficaz quanto as ferramentas tradicionais e proporcionando uma redução de aproximadamente 50% nas etapas e processos de desenvolvimento, graças à sua abordagem mais objetiva e direta. Além dos benefícios obtidos, a FCA comprovou ser uma ferramenta de uso genérico, aplicável a qualquer projeto que necessite de uma ferramenta de fácil utilização, com tempo de aplicação reduzido e que produza resultados sólidos, especialmente em equipes com recursos limitados, promovendo assim seu sucesso.
Mapeamento de ações e atividades geopolíticas voltadas para a formação técnico-científica no setor espacial
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2023-06-22) Rezende, Marco Antônio Vieira de; Garbi, Giuliani Paulineli; http://lattes.cnpq.br/2550012289865182; http://lattes.cnpq.br/2223219023454674; Santos, Dino Lincoln Figueirôa; https://orcid.org/0000-0002-8269-3458; http://lattes.cnpq.br/4414156386454948; Fernandez, José Henrique; Santos, Marcos Aurélio Ferreira dos
O mundo passou por mudanças econômicas, políticas e sociais de modo mais intenso e acelerado desde o início da globalização das comunicações, com o advento dos satélites artificiais. Essas mudanças refletiram diretamente no dinamismo da educação, apesar de muitos modelos de aula ainda serem bastante prescritivos e dogmáticos, não incentivando os alunos a tornarem-se protagonistas no processo de aprendizagem. O interesse pela Ciência e Tecnologia, bem como pela exploração espacial, está frequentemente relacionado à subculturas que adotam meios de entretenimento específicos, em vez de pesquisas científicas reais como um incentivo vocacional. Com poucos jovens buscando carreiras em matemática e ciências, há uma escassez de profissionais qualificados para atuação em C&T aeroespacial. Contudo, há fortes indícios de que é possível reverter esse quadro por meio de iniciativas educacionais inovadoras, algumas já em execução ao redor do mundo. Acreditando que apostar nos jovens é criar alternativas para um mundo diferente, diversas entidades, públicas ou privadas, em diversos países, voltaram-se na busca de projetos motivacionais e de baixo custo. Atividades lúdicas e a metodologia STEAM (Ciência, Tecnologia, Engenharia, Artes e Matemática) apresentam uma interessante ferramenta para reverter o quadro atual e aproximar esses alunos dos cursos de Ciências Exatas e da Terra, bem como integrá-los às atividades espaciais. Nesta dissertação apresenta-se, em um primeiro momento, a análise de modelos interessantes e utilizados mundialmente. O modelo STEAM, com um foco operacional, aborda atividades orientadas ao estímulo da curiosidade, a partir de uma nova abordagem de aprendizagem, que prezem pela multidisciplinaridade em sala de aula, bem como utilizem práticas em oficinas voltadas ao foco da atividade “hands-on”. Os modelos de GESTÃO, como ferramenta essencial após a Constituição de 1988, apresentam-se como balizadores para um gerenciamento administrativo-financeiro mais eficiente. Em um segundo momento buscou-se, na literatura disponível, iniciativas vocacionais-educacionais de sucesso que pudessem somar positivamente para aperfeiçoar o modelo escolhido pela iniciativa brasileira. Foi mostrado ainda alguns dados de gastos históricos em C&T e educação formal-informal, com o intuito de comparar algumas prioridades ao redor do mundo e, principalmente, no Brasil. Como resultado chegou-se à proposição de ações para impulsionar o projeto vocacional espacial brasileiro, com atividades de curto, médio e longo prazo que despertem o interesse dos alunos pela ciência espacial e tecnologias afins, voltadas para astronomia e exploração espacial.
Protótipo de uma sonda de perfuração para ser embarcada em um veículo de sensoriamento remoto
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2024-09-24) Figuerêdo, Edel Mary Quinn de Oliveira; Nogueira, Marcelo Borges; Nogueira, Marcelo Borges; https://orcid.org/0000-0003-4747-0811; http://lattes.cnpq.br/5756014037071299; https://orcid.org/0000-0002-0865-9753; http://lattes.cnpq.br/5338938028278772; Silva, Douglas do Nascimento; Alsina, Pablo Javier; Lins, Filipe Campos de Alcântara
Apresenta-se a idealização de uma sonda semiautônoma para exploração ambiental e o desenvolvimento do protótipo de um dispositivo de perfuração, projetado para auxiliar na coleta de parâmetros do solo. O projeto foi concebido com base nos princípios da Engenharia de Sistemas, considerando-se um sistema capaz de atuar de forma semiautônoma em áreas com potencial de desertificação — como a Região Semiárida brasileira. O veículo foi descrito com os requisitos mínimos para operar como uma Plataforma de Coleta de Dados móvel, por meio da intercomparação de dados de áreas previamente georreferenciadas. A formulação do protótipo seguiu um ciclo de vida de sistemas espaciais da Fase 0 (idealização) à Fase B (produto preliminar final). Entre outras características, destaca-se o dispositivo de perfuração do tipo broca elétrica, cujo movimento de avanço e rotação é realizado por motores de passo. O protótipo foi montado, integrado, verificado e testado, tendo sua operação validada, mediante adequação às restrições de ajuste para seu funcionamento pleno. A partir das explorações por meio do veículo, considera-se a possibilidade de apoio a projetos de recuperação e manejo de solo, promovendo o uso sustentável da terra e mitigação da desertificação. Este trabalho está alinhado com o Objetivo de Desenvolvimento Sustentável (ODS) 15: Vida Terrestre, que se foca na proteção, restauração e promoção do uso sustentável dos ecossistemas terrestres e no combate à desertificação.
Teste de um receptor em UHF para coleta de dados de sensores por satélite
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2022-02-25) Messias, Thiago Fonseca; Duarte, José Marcelo Lima; Vidal, Francisco José Targino; http://lattes.cnpq.br/7452687215068186; http://lattes.cnpq.br/8163366759050906; https://orcid.org/0000-0003-4153-7202; http://lattes.cnpq.br/9804287541871394; Brito Filho, Francisco de Assis
Esta dissertação de mestrado apresenta um plano de teste, o sistema de automatização para realização dos experimentos e os resultados obtidos para um receptor UHF para coleta de dados de sensores por satélite, o Environmental Data Collector. Os parâmetros testados foram: largura de banda, linearidade, espúrios, figura de ruído e desempenho da decodificação dos sinais recebidos. O EDC irá atuar no segmento espacial do Sistema Brasileiro de Coleta de Dados Ambientais (SBCDA), um sistema de encaminhamento de mensagem por satélite. Há mais de vinte anos, o SBCDA fornece dados para várias pesquisas e atividades de monitoramento ambiental, entretanto, o SBDCA precisa de uma atualização do seu segmento espacial. O Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais está desenvolvendo uma constelação de nanossatélites no padrão CubeSat para substituir os satélites atuais do SBCDA. O EDC será a carga útil dos novos nanossatélites do SBCDA. Para validação do EDC foi elaborado um plano de teste que visa avaliar se o protótipo construído está de acordo com as especificações desejadas. Para a realização dos testes, foi construído uma bancada equipada com um computador, com um software de testes, um gerador de sinais, uma fonte de tensão e um Arduíno. Uma análise espectral, a partir do sinal digitalizado foi utilizada para os testes do RF-Front-End, e o Frame Error Rate foi utilizado para a validar a capacidade do EDC de decodificar as mensagens recebidas. O protótipo do EDC foi aprovado com base nos resultados obtidos, entretanto, algumas correções foram sugeridas.

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Navegando PPGEA - Mestrado em Engenharia e Ciências Aeroespaciais por Assunto "CNPQ::ENGENHARIAS"