PPGEA - Mestrado em Engenharia e Ciências Aeroespaciais

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Investigando os padrões de teleconexão associados à estação chuvosa e analisando a homogeneidade e a tendência em índices extremos de precipitação no norte do nordeste do Brasil
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2021-02-26) Silva, Isamara de Mendonça; Medeiros, Deusdedit Monteiro; ; http://lattes.cnpq.br/2725714861694839; ; http://lattes.cnpq.br/7451132975780829; Mendes, David; ; http://lattes.cnpq.br/4411895644401494; Sakamoto, Meiry Sayuri; ; http://lattes.cnpq.br/0867274169837785
Nessa dissertação, um primeiro estudo utilizou o modelo oculto de Markov para descrever a ocorrência e a intensidade diária das chuvas em quatro estações meteorológicas na Região Metropolitana de Fortaleza no Norte do Nordeste do Brasil (NNB), e os padrões de teleconexão que influenciam o regime de precipitação durante a estação chuvosa (fevereiro, março, abril e maio) de 1975 a 2013. Um modelo com quatro estados ocultos foi associado às condições climáticas: muito chuvoso (1), chuvoso (2), menos chuvoso (3) e seco (4), concordando satisfatoriamente com a variabilidade interanual da estação chuvosa nesta região. O estado 2 foi o único que apresentou uma tendência estatística, indicando uma provável diminuição da ocorrência de precipitação na estação chuvosa. Foi mostrado ainda que a meteorologia associada aos estados 2 e 4 está fortemente relacionada ao El Niño-Oscilação Sul e ao tripolo do Atlântico Norte, e está intrinsecamente condicionada aos padrões atmosféricos de larga escala do Hemisfério Norte. Todos esses mecanismos modularam o deslocamento da Zona de Convergência Intertropical (ZCIT) para o Sul (estado 2) ou para o Norte (estado 4), afetando a ocorrência de precipitação no NNB. O estado 1 se distinguiu pela influência do Modo Meridional do Atlântico e pelo deslocamento da ZCIT mais ao Sul, enquanto o estado 3 foi identificado pela ausência de padrões de teleconexão. Um segundo estudo investigou a homogeneidade e a tendência de onze índices extremos de precipitação a partir de um conjunto de dados diários de 84 pluviômetros no estado do Ceará, localizado no NNB, de 1974 a 2018, nas escalas de tempo anual e sazonal. Os dados foram inicialmente submetidos aos processos de preenchimento de falhas e de controle de qualidade. Para a homogeneidade, a maioria das séries de precipitação foram classificadas como "úteis" e os índices de precipitação de dias secos foram mais suscetíveis às quebras do que as variáveis de dias chuvosos. Os anos de quebra significativos das séries concordaram bem com os eventos de El Niño e de La Niña, sugerindo uma investigação profunda dessa possível conexão. Os índices de precipitação de dias chuvosos e secos apresentaram em sua maioria tendências decrescentes e crescentes, respectivamente, indicando queda no regime de chuvas no Ceará, principalmente nas regiões centro-leste, noroeste e sul, nos períodos anual e chuvoso. A curva de LOWESS mostrou mudanças em quase todas as séries durante as décadas de 1980 e 1990, coincidindo com as quebras de homogeneidade e os anos de fortes secas na região. Os coeficientes de correlação foram fortes e significativos entre todos os índices de precipitação e as demais variáveis, parecendo induzir mudanças na precipitação total.
Influência da razão de equivalência na combustão e no empuxo gerado por scramjet em voo atmosférico a Mach 5,8 e 20 km de altitude
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2021-08-26) Pereira, Artur Cristiano Paulino; Marinho, George Santos; Toro, Paulo Gilberto de Paula; 738.408.158-00; http://lattes.cnpq.br/8765591637274439; http://lattes.cnpq.br/0490476694313938; http://lattes.cnpq.br/8678241696759235; Silva, Douglas do Nascimento; Martos, João Felipe de Araújo; http://lattes.cnpq.br/5078006221219388
Pesquisas em tecnologia scramjet (ramjet de combustão supersônica) vem demonstrando a viabilidade deste sistema propulsivo em promover voos de acesso ao espaço. A não necessidade de levar o oxidante a bordo e a capacidade de voo hipersônico são características que se destacam. Scramjets também apresentam maior impulso específico quando comparados a motores-foguete, para velocidades correspondentes a até número de Mach 15. No presente trabalho, avaliou-se a capacidade de geração de empuxo de um veículo aeroespacial integrado a scramjet a partir da combustão de hidrogênio e ar atmosférico em velocidade supersônica, para voo a 20 km de altitude e velocidade de 1709,6 m/s, correspondente ao número de Mach 5,8. Utilizou-se método teórico-analítico, considerando-se regime estacionário. A Primeira Lei da Termodinâmica, sem e com reação baseada na entalpia de formação, foi utilizada para determinação das propriedades termodinâmicas do escoamento. Obtiveram-se correlações entre a razão de equivalência e a temperatura da mistura ar - combustível, velocidade da mistura, e temperatura dos gases de exaustão após a combustão. Consideraram-se duas condições de combustão: à pressão constante e com área transversal constante da câmara de combustão. Determinaram-se a temperatura e a velocidade após o processo de expansão dos gases provenientes da combustão para cada uma das condições. Assumiu-se velocidade de mistura igual a 1152 m/s para ambas condições, resultando, no caso à pressão constante, em uma razão de equivalência variando entre 0,648 e 0,774, enquanto a temperatura da mistura variou entre 876 K e 856 K quando prefixou-se a temperatura de combustão variando de 2400 K a 2600 K. Considerando-se essa faixa de razão de equivalência, foram obtidos impulso específico médio de 4049,7 s e empuxo específico positivo variando entre 760,8 N/kg e 879,3 N/kg de ar. No caso com área constante da câmara de combustão, a razão de equivalência foi limitada ao valor máximo de 0,139 devido ao efeito do estrangulamento térmico, obtendo-se empuxo específico e impulso específico máximos iguais a 195,5 N/kg de ar e 4914 s, respectivamente. Comparam-se os dois casos considerando-se o intervalo para razão de equivalência variando entre 0 e 0,139, obtendo-se empuxo específico e impulso específico cerca de 3,3 % maior no caso com área constante, com a desvantagem de a temperatura alcançar valor 19,2 % maior do que no caso com combustão à pressão constante. Concluiu-se que o scramjet é capaz de gerar empuxo nas condições de voo estabelecidas para ambos os casos, desde que no caso com área constante seja respeitado o limite máximo para razão de equivalência.
Análise analítica e numérica do escoamento em um veículo lançador de CubeSats aplicando a tecnologia da combustão supersônica no segundo estágio de propulsão
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2021-10-15) Araújo, Pedro Paulo Batista de; Toro, Paulo Gilberto de Paula; Souza, Sandi Itamar Schafer de; 42635926034; http://lattes.cnpq.br/7400466085627528; http://lattes.cnpq.br/8765591637274439; http://lattes.cnpq.br/8995418183590174; Follador, Roberto da Cunha; http://lattes.cnpq.br/0312757209526436; Silva, Douglas do Nascimento; http://lattes.cnpq.br/0841120842454720; Greco Júnior, Paulo Celso; http://lattes.cnpq.br/4293892048239575
Os atuais motores foguetes possuem baixo impulso específico quando comparados com tecnologias de propulsão aspirada. Os motores/veículos aspirados de combustão supersônica são uma alternativa para melhorar a eficiência do acesso ao espaço em um voo dentro da atmosfera terrestre, abaixo dos 60 km de altitude geométrica. Neste trabalho foi realizado uma análise aerodinâmica do modelo conceitual de um veículo/motor de combustão supersônica, scramjet, para operar como um motor propulsor de segundo estágio de um veículo lançador de nanoSats. Foram usadas duas abordagens de engenharia, metodologia analítica e numérica computacional, para realizar a análise preliminar do modelo de scramjet proposto, acoplado ao terceiro estágio de propulsão, na altitude de 20 km com velocidade de voo equivalente a número de Mach 5,8. O ar atmosférico foi considerado como sendo gás caloricamente perfeito e os efeitos viscosos foram inicialmente desprezados em uma análise preliminar. A combustão supersônica foi modelada como um processo de adição de calor ao escoamento, sem injeção de combustível. Nas simulações numéricas foram considerados os efeitos do desenvolvimento da camada limite para verificar a viabilidade aerodinâmica do modelo. Foram otimizados os ângulos da seção de compressão do scramjet, visando atingir a condição de temperatura e número de Mach requeridos na entrada da câmara de combustão, para minimizar os efeitos da geração de entropia e aumentar a eficiência de compressão do veículo. A temperatura requerida na entrada da câmara é a necessária para realizar a autoignição da mistura ar-combustível. Foi avaliado o limite de Korkegi através das ondas de choque oblíquas na seção de compressão e no processo de adição de calor. Ao usar o limite de Korkegi, no projeto analítico preliminar, como um indicativo de entupimento (unstart) do modelo devido a separação da camada limite, provocada pelo gradiente adverso de pressão, buscou-se identificar nas simulações numéricas, considerando os efeitos viscosos, se ocorreria o fenômeno do unstart. As simulações numéricas foram feitas no software comercial ANSYS Fluent usando o modelo de turbulência conhecido como SST de transição (Transition SST). Também foram realizados testes de convergência de malha, validação do experimento numérico a partir dos dados numéricos validados por dados de voo em condições reais do HyShot. As malhas utilizadas, tanto na validação quanto na análise do presente trabalho, possuem equivalentes níveis de refinamento na direção da parede, satisfazendo a condição do modelo de turbulência (𝑦 + < 1). Os cálculos analíticos apresentaram boa coerência quantitativa e qualitativa com os resultados das simulações numéricas considerando as mesmas simplificações adotadas no analítico. Uma adaptação do cálculo analítico é proposto para levar em consideração os efeitos da interação do leque de expansão com a onda de choque oblíqua incidente na seção de compressão do scramjet. Os resultados das simulações viscosas indicaram que devem ser feitas melhorias na geometria pois a solução apresentada para evitar o entupimento do modelo reduziu a temperatura na entrada da câmara de combustão, assim como reduziu o fluxo de massa capturado pelo combustor.
Avaliação do impacto da densidade no voo de foguetes
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2021-11-19) Santos, Iago Vinicius Macedo; Silva, Douglas do Nascimento; http://lattes.cnpq.br/0841120842454720; http://lattes.cnpq.br/2557578318564875; Araújo, Camila Pacelly Brandão de; Korzenowski, Heidi; http://lattes.cnpq.br/3620829680347408
Neste presente trabalho, apresenta-se a implementação das equações diferenciais ordinárias desenvolvidas na literatura e que governam o movimento de um foguete, sendo o veículo escolhido o foguete VS-30. O código, que é desenvolvido em Matlab, é elaborado de forma que se possibilite uma comparação da atmosfera terrestre como sendo composta por gás ideal, ou seja, uma atmosfera em que os gases obedecem a Lei dos Gases Ideais, e, em outro cenário, como sendo um gás do tipo de Van der Waals. O intuito final é verificar se há ou não a existência de impacto no fenômeno de voo como um todo, aplicando o método de Euler para a solução das equações já citadas acima.
Máscara para detecção de detritos espaciais em imagens de telescópio adquiridas em modo estático
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2022-01-31) Giraldo, William Humberto Úsuga; Nascimento Júnior, José Dias do; https://orcid.org/0000-0001-7804-2145; http://lattes.cnpq.br/5498036360601584; http://lattes.cnpq.br/6358472978325069; Costa, Jefferson Soares da; Almeida, Leandro de; http://lattes.cnpq.br/7278094197406927
Detritos orbitais com aproximadamente 10 cm de tamanho podem ser medidos com telescópios terrestres. Estes detritos ameaçam o funcionamento de satélites e trazem impacto na economia e na segurança global das atividades espaciais. Na orbita GEO, onde está a maioria dos satélites com atividade económica, são aproximadamente 842 detritos catalogados. Já em orbita LEO são aproximadamente 13485 detritos catalogados. No entanto, estudos da ESA mostram que centenas de milhões de pequenos objetos acima de 1 mm estão neste momento nas duas orbitas GEO e LEO acima da Terra e ainda não foram catalogados. Neste trabalho criamos um procedimento computacional para detectar detritos espaciais em orbita GEO com imagens obtidas a partir de telescópios em terra e em modo estático, onde as estrelas do fundo do céu aparecem em forma de linhas nas imagens das câmeras CCD (charge-coupled device) e o lixo em forma de pontos. Imagens CCD de 2992 x 2092 pixels (alta resolução) e com 5 graus de campo de visão (FOV) e com 7 segundos de exposição utilizadas neste trabalho foram obtidas com o telescópio (Panoramic Electro-Optical System) PanEOS, de 750 mm de abertura e instalado no observatório do Picos dos Dias do Laboratório Nacional de Astrofísica (LNA). Este é um telescópio russo, robotizado e com foco no mapeamento de detritos espaciais e é resultado de um acordo entre a Agência Espacial Brasileira (AEB) e a agência espacial russa Roscosmos para monitoramento do céu. Para esta pesquisa adaptamos os pacotes “photoutils” escrito em Python para construir uma máscara e separar estrelas de candidatos a detritos espaciais. Nossa metodologia consistiu em primeiramente suavizar as imagens usando um filtro do tipo Gaussian Kernel em seguida cada elemento foi categorizado em dois grupos e finalmente as estrelas foram apagadas das imagens e resultando assim somente os candidatos de detritos espaciais. Testamos combinações de fluxo para estabelecer o limite de detecção e utilizamos diferentes valos nas PSF’s (points spread function) para determinar o limite da elongação dos objetos. Nossa metodologia trabalha com uma única imagem por vez de forma rápida e eficiente e permite detectar objetos com diferentes PSF, e desta forma requer baixa capacidade de hardware. Nossos resultados nesta fase de validação identificaram 100% dos lixos artificiais de treino e nas imagens reais do telescópio PanEOS, detectamos detritos reais e consistentes com um possível detrito espacial. Este é formalmente o primeiro resultado na pesquisa sobre da detecção, modelagem e monitoramento de Lixo Espacial liderado na UFRN (Programa de Pós-Graduação em Engenharia Aeroespacial - PPGEA) e um trabalho de vanguarda no Brasil com relação ao uso das imagens deste telescópio com este objetivo.
Concepção de blindagem balística do helicóptero AS-350 a partir de análises experimentais
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2022-02-14) Rêgo, Juliana Jeniffer Fernandes de Souza; Santos, Dino Lincoln Figueiroa; Fonseca, Viviane Muniz; 40655970487; http://lattes.cnpq.br/1977121411791179; http://lattes.cnpq.br/4414156386454948; http://lattes.cnpq.br/0782842776502039; Melo, José Daniel Diniz; http://lattes.cnpq.br/6572298923055649; Avellar, José Virgílio Guedes de
Os helicópteros empregados em operações de segurança pública passam por diversas situações de risco envolvendo projéteis balísticos e uma das soluções mais seguras é a blindagem. O presente trabalho tem como objetivo propor um sistema de blindagem para o helicóptero AS-350, usando como material o compósito de matriz polimérica reforçado com fibra de para-aramida e fibra de vidro. Tendo em vista os requisitos de aeronavegabilidade e as restrições impostas pelo fabricante, foi utilizado um método analítico para estudar os efeitos da blindagem proposta no peso e centragem da aeronave. O projeto utilizou como fundamento a Metodologia de Design Aeroespacial na condução do trabalho. Para verificar a eficiência do compósito balístico, ensaios experimentais foram realizados em ambiente externo aberto, onde o compósito foi exposto ao impacto de projéteis com calibre 5,56x45 mm. A performance do material foi analisada pelos resultados obtidos nos ensaios, e isso propiciou a determinação da confiabilidade de proteção do sistema balístico. O sistema de blindagem proposto para o AS-350 se mostrou seguro para ser instalado em aeronaves desse modelo, como ferramenta de proteção balística de nível III, sem prejudicar a sua mobilidade.
Estudos sobre o uso de um motor scramjet como estágio atmosférico em um veículo lançador de nanossatélites
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2022-02-17) Silva, Elder Samuel Taveira da; Silva, Douglas do Nascimento; Toro, Paulo Gilberto de Paula; https://orcid.org/0000-0001-5934-9491; http://lattes.cnpq.br/0841120842454720; http://lattes.cnpq.br/7303604061460969; Fernandez, José Henrique; http://lattes.cnpq.br/4207470264780724; Martos, João Felipe de Araújo
Esta Dissertação de Mestrado apresenta um projeto preliminar de um veículo aeroespacial, utilizando propulsão hipersônica aspirada baseada em combustão supersônica (tecnologia scramjet), para voo atmosférico a 20 km de altitude, em velocidade hipersônica, correspondente ao número de Mach 5,79. Scramjet é um motor aeronáutico sem partes móveis, onde o veículo aeroespacial integrado a tecnologia scramjet (sistema de propulsão) deverá ser acoplado ao motor foguete. O atual meio de acesso ao espaço é limitado pelo sistema de propulsão química (combustível sólido e/ou líquido) levado a bordo de foguetes. A tecnologia da combustão supersônica (scramjet) está sendo estudada como um sistema de propulsão aspirada, a ser utilizada na fase atmosférica terrestre, para acesso ao espaço. Um demonstrador foi projetado para ser acoplado ao motor foguete Sonda III, para operar como segundo estágio, iniciando a operação à 20 km de altitude. A teoria de ondas de choque oblíquas planas, a teoria de adição de calor em escoamento unidimensional (teoria de Rayleigh) e teoria de ondas de expansão (de Prandtl-Meyer) acoplada a razão de área são aplicadas no projeto das seções de compressão, de combustão e de expansão, respectivamente, do demonstrador scramjet com configuração de admissão interna. Foi considerada velocidade em regime permanente, escoamento unidimensional e ar em condições de gás caloricamente perfeito. São apresentadas as propriedades termodinâmicas (pressão, temperatura, massa específica, velocidade do som) e velocidade do escoamento (número de Mach) ao longo da linha de corrente do bordo de ataque até o bordo de fuga do demonstrador, considerando escoamento sem e com efeitos de camada limite, para as condições de sem queima de combustível (power-off) e com queima de combustível (power-on). Por fim, apresenta-se o projeto conceitual e uma breve abordagem sobre engenharia de sistemas no desenvolvimento de um veículo lançador de nanossatélites.
Projeto conceitual de um scramjet para inserção de cubesat em órbita, empregando uma abordagem analítica
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2022-02-19) Pereira, Marcos Vinicius Sabino; Souza, Sandi Itamar Schafer de; Toro, Paulo Gilberto de Paula; https://orcid.org/0000-0002-3280-4244; http://lattes.cnpq.br/8765591637274439; https://orcid.org/0000-0002-6737-1063; http://lattes.cnpq.br/7400466085627528; http://lattes.cnpq.br/0770701128180859; Silva, Douglas do Nascimento; https://orcid.org/0000-0001-5934-9491; http://lattes.cnpq.br/0841120842454720; Korzenowski, Heidi
Com o intuito de acessar o espaço por meio da aplicação da tecnologia de propulsão hipersônica aspirada, este trabalho apresenta o desenvolvimento do projeto de um scramjet (supersonic combustion ramjet). O veículo aeroespacial proposto neste trabalho será dotado de três estágios, sendo dois estágios de motores foguetes a propulsão sólida e um estágio composto por um scramjet com quatro câmaras de combustão. O scramjet deste veículo irá operar em voo vertical na atmosfera terrestre, entre 20 km e 60 km de altitude com velocidade hipersônica de 1710 m/s, correspondente a aproximadamente número de Mach 5,8. Tendo em vista que o scramjet não possui partes móveis e necessita de um sistema que o acelere, até que possa operar, será necessária a utilização do veículo acelerador que é responsável por impulsionar o scramjet até as condições ideais de operação (número de Mach, posição, pressão dinâmica). Este veículo aeroespacial terá a utilidade de acessar o espaço e realizar experimentos de sondagem, inserção de CubeSat em órbita e treinamento da mão de obra especializada responsável por operações aeroespaciais. Para o desenvolvimento deste trabalho, é necessária a utilização das teorias referentes às formações de ondas de choque e ondas de expansão, além das teorias relacionadas à adição de calor e de formação de camada limite em escoamento com velocidade hipersônica. Os resultados preliminares deste trabalho indicam que o scramjet conseguirá gerar empuxo e que ao se considerar a existência da camada limite é necessária uma alteração na geometria do inlet do veículo, para que seja possível manter a formação de shock on-lip e shock on-corner na estrutura do scramjet.
Estudo sobre a influência dos ciclos solares nas condições atmosféricas na região de jurisdição da FIR Curitiba (FIR - SBCW)
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2022-02-21) Lima, Arthur Bandeira Luz de; Fernandez, José Henrique; Mendes, David; http://lattes.cnpq.br/4411895644401494; http://lattes.cnpq.br/4207470264780724; https://orcid.org/0000-0002-7094-4387; http://lattes.cnpq.br/3793288806259400; Santos, Dino Lincoln Figueiroa; https://orcid.org/0000-0002-8269-3458; http://lattes.cnpq.br/4414156386454948; Taveiros, Filipe Emanuel Vieira
Embora existam registros de observações de Manchas Solares que datam para anos antes de Cristo, a contagem sistemática do Número de Manchas Solares passou a ser registrada somente após o século XVII. Não há dúvidas que a natureza do ciclo solar deve-se à variações morfológicas na estrutura de campo magnético do Sol. Um conjunto de processos físicos no interior da estrela faz com que as linhas de campo magnético solar sofram variações sistemáticas ao longo de um período de 11 anos. O ciclo de atividade solar interfere, em diversos aspectos, na vida moderna. O aumento na quantidade de Erupções Solares e Ejeções de Massa Coronal podem comprometer tanto a vida útil de satélites e sondas espaciais quanto a saúde de astronautas e tripulantes a bordo de aeronaves que cruzam os polos em grandes altitudes. O aumento gerado na emissão solar em Ultravioleta Extremo e Raio-X provocam variações termodinâmicas na alta atmosfera, que, por sua vez, podem diminuir o tempo de vida orbital dos satélites de baixa órbita. Trabalhos como Svensmark e Friis-Christensen (1997) comprovaram que tais variações no campo magnético solar também influenciam nas condições termodinâmicas da baixa atmosfera. Segundo esses autores, a maior penetração de Raios Cósmicos Galácticos (RCG) durante os mínimos solares provocam um aumento na síntese de aerossóis em suspensão na atmosfera, favorecendo assim um aumento na cobertura de nuvens. Além disso, trabalhos como o de Eddy (1976) mostraram que durante o período conhecido como Mínimo de Maunder, a Terra experimentou um resfriamento anômalo. Diante disso, esse trabalho teve como objetivo investigar a correlação entre as atividades solares e as condições atmosféricas observadas nas cidades de Campo Grande, Curitiba, Porto Alegre e Rio de Janeiro, durante os ciclos solares 19, 20, 21, 22 e 23 (i.e entre 1958 e 2008). Tais municípios encontram-se distribuídos dentro da área de jurisdição da Região de Informação de Voo de Curitiba (FIR-SBCW), onde uma grande quantidade de aeronaves a cruza diariamente e é constantemente afetada por condições atmosféricas adversas a segurança de voo, tais como nevoeiros, trovoadas e formação de gelo. Para cumprir esse objetivo, utilizou-se técnicas de Wavelet para avaliar, inicialmente, a influência dos ciclos solares na penetração de RCG observadas nas estações de Hermanus e Potchefstroom, situadas na África do Sul e, portanto, dentro da faixa latitudinal onde encontra-se a FIR-SBCW. Feito isso, também utilizando técnicas de Wavelet, efetuou-se a reconstrução das séries temporais relativas ás condições climáticas observadas nas cidades citadas, para as escalas de períodos de 64, 128 e 256 meses. Por fim, avaliou-se o grau de coerência entre essas séries e os indicadores de atividade solar Número de Manchas e Emissão F10.7. Concordando com trabalhos anteriores, como Belov (2000), observou-se níveis de coerência próximos a 1 para a escala de período de 128 meses, entre a penetração de RCG dentro da faixa latitudinal citada, e os indicadores de atividade solar, além de uma diferença angular de fase próxima a 180o , indicando assim uma correlação negativa. Com exceção da série temporal relativa à temperatura superficial média em Porto Alegre, todas as séries relativas às condições climáticas apresentaram periodicidade de 64, 128 e 256 meses. Por fim, quanto a coerência entre essas séries climáticas e os indicadores de atividade solar, observou-se elevados graus de coerências para as sazonalidades de 64, 128, 256 e 512 meses, mostrando assim que existe uma influência entre os ciclos solares e as condições meteorológicas dessa região.
Otimização do gerenciamento de riscos para sistemas espaciais com a técnica do fator de tolerância de riscos
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2022-02-22) Silva Neto, Benjamim Monteiro da; Garbi, Giuliani Paulineli; http://lattes.cnpq.br/2550012289865182; http://lattes.cnpq.br/0211589722525328; Vidal, Francisco José Targino; http://lattes.cnpq.br/7452687215068186; Santos, Marcos Aurélio Ferreira dos
Esta pesquisa tem como objetivo desenvolver uma metodologia acessível, de fácil utilização e didática para gerenciamento de riscos de sistemas com breve tempo de projeto, curto tempo de operação e orçamento enxuto. Parte-se do seguinte problema: como adaptar o gerenciamento de riscos tradicional a projetos de diferentes sistemas, com as características dos pequenos satélites? Nesta dissertação, pequenos satélites são caracterizados, em especial CubeSats, sendo apresentado um histórico deles e uma justificativa para o seu estudo. Em seguida, são descritas técnicas de gerenciamento de riscos para pequenos satélites, tomando como base normas internacionais, estudos de casos passados e uma aplicação para projeto em andamento. Ela inicia com uma introdução em que são descritos os conceitos utilizados em sua elaboração, uma fundamentação teórica que descreve o que são pequenos satélites e o que são processos de gerenciamento de riscos, apresentando conceitos de normas aplicadas pela NASA e ESA. Logo após, introduz o conceito de Fator de Tolerância de Risco (FTR), uma medida quantitativa do quanto uma missão é tolerável a riscos. Assim, quanto maior for o valor do FTR, maior é a tolerância de uma missão a risco, podendo-se aceitar riscos com maior probabilidade de ocorrer ou com maior impacto para a missão. Apresentam-se, ainda, fatores que influenciam nesta tolerância, especialmente para missões que utilizem pequenos satélites. Ao término da dissertação, é apresentada uma comparação da aplicação da abordagem com um caso pré-existente, que se utilizou de abordagem do DoD, assim como uma aplicação para um caso atual, que é o CONASAT. Conclui-se que a abordagem atendeu ao objetivo de prover os membros da equipe com informações sobre em que cenário de risco a missão está alocada já no início do processo de concepção da missão, embora não exclua a possibilidade de aplicação posterior da técnica.
Rotação e energia de erupções em estrelas de tipos espectrais K e M observadas pelo satélite TESS
(Universidade Federal do Rio Grande do Norte, 2022-02-24) Freire, Rafael Alves; Fernandez, José Henrique; http://lattes.cnpq.br/4207470264780724; http://lattes.cnpq.br/2522619353158576; Silva, Douglas do Nascimento; https://orcid.org/0000-0001-5934-9491; http://lattes.cnpq.br/0841120842454720; Medeiros, José Renan de; http://lattes.cnpq.br/9151590034650501; Miranda, Antônio Carlos da Silva
Com o desenvolvimento de novas tecnologias, a Engenharia Aeroespacial vem, cada vez mais, aperfei¸coando seus equipamentos no intuito de auxiliar a explora¸c˜ao que vai al´em da Heliopausa. Um exemplo deste fato ´e o dispositivo espacial Transiting Exoplanet Survey Satellite (TESS) que vem contribuindo com dados fotom´etricos para as Ciˆencias Espaciais, como a Astrof´ısica, com o objetivo de estudar v´arios fenˆomenos f´ısicos. Por exemplo, a atividade magn´etica das estrelas pode ser fundamental na forma¸c˜ao da atmosfera de exoplanetas e impactar sua habitabilidade, como tamb´em pode desencadear a vida na ´orbita de estrelas do tipo K e M, as quais s˜ao consideradas frias e mais numerosas na fase de sequˆencia principal no diagrama Hertzsprung-Russell (diagrama HR). Com base nessas investiga¸c˜oes e atrav´es de an´alises estat´ısticas do comportamento das erup¸c˜oes estelares em rela¸c˜ao `a classifica¸c˜ao, per´ıodo rotacional e subtipo espectral, esta disserta¸c˜ao apresenta um estudo sobre a varia¸c˜ao da energia das erup¸c˜oes estelares em fun¸c˜ao do per´ıodo rotacional em uma amostra de 679 estrelas observadas pelo TESS de tipo espectral K e M. Nenhuma das estrelas nesta amostra demonstrou manter correla¸c˜ao consider´avel/sens´ıvel entre a energia de suas erup¸c˜oes superficiais estelares em fun¸c˜ao de seu per´ıodo rotacional. Por´em, apresentamos quatro cen´arios vi´aveis envolvendo as estrelas e suas erup¸c˜oes estelares que podem explicar nossos resultados.
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.
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).
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.

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