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Dissertações |
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WILLIAM HUMBERTO ÚSUGA GIRALDO
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Máscara para detecção de detritos espaciais em imagens de telescópio adquiridas em modo estático
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Orientador : JOSE DIAS DO NASCIMENTO JUNIOR
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MEMBROS DA BANCA :
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JOSE DIAS DO NASCIMENTO JUNIOR
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JEFFERSON SOARES DA COSTA
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LEANDRO DE ALMEIDA
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Data: 31/01/2022
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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.
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Orbital debris of approximately 10 cm in size can be measured with ground-based telescopes. This debris threatens the functioning of satellites and has an impact on the economy and the global security of space activities. In the GEO orbit, where most of the economically active satellites are located, exists approximately 842 cataloged debris. On the other side, orbiting LEO exists approximately 13485 debris cataloged. In this context, the ESA studies show that hundreds of millions of small objects over 1 mm are currently in the two orbits GEO and LEO above the Earth and have not yet been cataloged. In this study, we created a computational procedure to detect space debris in GEO orbit based on images obtained from ground-based telescopes on the static mode. In this mode, the field sky stars appear as lines in the CCD images and the garbage in the form of dots. CCD images of 2992 x 2092 pixels (high resolution) and with 5 degrees of field of view (FOV) and with 7 seconds of exposure used in this work were obtained with the PanEOS telescope (Panoramic Electro-Optical System), 750 mm aperture, and installed at the Picos dos Dias observatory of the National Astrophysics Laboratory (LNA). For this research, we adapted the Photoutils package written in Python to build a mask and separate stars from candidates for space debris. Our methodology consisted of first smoothing the images using a Gaussian Kernel filter, then each element was categorized into two categories, and finally, the stars were erased resulting only in space debris candidates. We tested combinations of flow to establish the detection limit and used the different points spread function (PSF) to determine the limit of the elongation of objects. Our methodology works with a single image at a time in a fast and efficient way. This allows us to detect objects with different PSF and therefore requires low hardware capability. Our results in this validation phase identified 100% of the artificial training debris. In the real images of the PanEOS telescope, we detected a few real debris consistent with the expected size. In the next steps, we must estimate the size of the object and characterize its orbit.
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JULIANA JENIFFER FERNANDES DE SOUZA RÊGO
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Concepção de blindagem balística do helicóptero as-350 a partir de análises numérica-experimentais.
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Orientador : DINO LINCOLN FIGUEIROA SANTOS
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MEMBROS DA BANCA :
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DINO LINCOLN FIGUEIROA SANTOS
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JOSE DANIEL DINIZ MELO
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JOSÉ VIRGÍLIO GUEDES DE AVELLAR
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VIVIANE MUNIZ FONSECA
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Data: 14/02/2022
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Os helicópteros empregados em operações de segurança pública passam por diversas situações de risco envolvendo projéteis balísticos, uma das soluções mais seguras é a blindagem, oferecendo proteção máxima aliada a tecnologia.
O presente trabalho tem como objetivo projetar 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 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 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.
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Helicopters used in public safety operations go through several risk situations involving ballistic projectiles, one of the safest solutions is armor, offering maximum protection combined with technology.
The present work aims to project an armoring system for the AS-350 helicopter, using as material the polymer matrix composite reinforced with para-aramid fiber and glass fiber. Considering the airworthiness requirements and the restrictions determined by the manufacturer, an analytical method was used to study the effects of armor on the weight and balance of the aircraft. The project used the Aerospace Design Methodology in conducting the work.
To verify the efficiency of the ballistic composite, the experimental tests were carried out in an open outdoor environment where the composite was exposed to the impact of projectiles with a caliber of 5.56x45 mm. The performance of the material was analyzed by the results obtained in the tests and, this provided the determination of the protection reliability of the ballistic system.
The armor design for the AS-350 proved to be safe to be installed on aircraft of this model, as a level III ballistic protection tool, without impairing its mobility.
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ELDER SAMUEL TAVEIRA DA SILVA
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PROJETO PRELIMINAR DE UM VEÍCULO LANÇADOR DE NANOSSATÉLITES UTILIZANDO TECNOLOGIA SCRAMJET
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Orientador : DOUGLAS DO NASCIMENTO SILVA
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MEMBROS DA BANCA :
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DOUGLAS DO NASCIMENTO SILVA
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JOSE HENRIQUE FERNANDEZ
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PAULO GILBERTO DE PAULA TORO
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JOÃO FELIPE DE ARAÚJO MARTOS
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Data: 17/02/2022
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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 a motor foguete. O atual meio de acesso ao espaço é limitado pelo sistema de propulsão química (combustível sólido e/ou líquido) levada a bordo de foguetes. A tecnologia da combustão supersônica (scramjet) está sendo estudada como um sistema de propulsão aspirada, a ser utilizada nas camadas densas da atmosfera terrestre, para acesso ao espaço. Um demonstrador está sendo 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. Será considerada velocidade em regime permanente, escoamento unidimensional e ar em condições de gás caloricamente perfeito. Serão 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
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This Master's Dissertation presents a preliminary design of an aerospace vehicle, using hypersonic airbreathing propulsion based on supersonic combustion (scramjet technology), for atmospheric flight at 20 km altitude, at hypersonic speed, corresponding to Mach number 5.79. Scramjet is an aeronautical engine without moving parts, where the aerospace vehicle integrated with scramjet technology (propulsion system) must be coupled to a rocket engine. The current means of access to space is limited by the chemical propulsion system (solid and / or liquid fuel) carried onboard rockets. The technology of supersonic combustion (scramjet) is being studied as an airbreathing propulsion system, to be used in the dense layers of the Earth's atmosphere, to access space. A demonstrator is being designed to be coupled to the Sonda III rocket engine, to operate as a second stage, starting the operation at 20 km altitude. The theory of oblique shock waves, the theory of heat addition in one-dimensional flow (Rayleigh's theory) and the theory of expansion waves (by Prandtl-Meyer) coupled to the area ratio are applied in the design of the compression sections, of combustion and expansion, respectively, of the scramjet demonstrator with internal admission configuration. Steady state, one-dimensional flow and air under calorically perfect gas conditions will be considered. Thermodynamic properties (pressure, temperature, density, speed of sound) and flow velocity (Mach number) will be presented along the streamline from the leading edge to the trailing edge of the demonstrator, considering flow without and with boundary layer effects, for the conditions of no fuel burning (power-off) and fuel burning (power-on). Finally, the conceptual design and a brief approach to systems engineering in the development of a nanosatellite launch vehicle are presented.
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MARCOS VINICIUS SABINO PEREIRA
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PROJETO PRELIMINAR DE UM SCRAMJET PARA INSERÇÃO DE CUBESAT EM ÓRBITA
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Orientador : SANDI ITAMAR SCHAFER DE SOUZA
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MEMBROS DA BANCA :
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DOUGLAS DO NASCIMENTO SILVA
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HEIDI KORZENOWSKI
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PAULO GILBERTO DE PAULA TORO
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SANDI ITAMAR SCHAFER DE SOUZA
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Data: 19/02/2022
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Com o intuito de acessar o espaço por meio da aplicação da tecnologia de propulsão hipersônica aspirada, este trabalho propõe o desenvolvimento 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 preliminar 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. Portanto, para este desenvolvimento foi aplicada a metodologia teórica analítica e em seguida com os resultados obtidos pôde-se efetuar, em futuro próximo, o projeto mecânico preliminar que determina as medidas básicas necessárias, além dos possíveis materiais a serem utilizados no veículo. 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.
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In order to access the space through the application of hypersonic airbreathing propulsion technology, this work proposes the development of a scramjet (supersonic combustion ramjet). The aerospace vehicle proposed in this work will have three stages, two stages of rocket engines with solid propulsion and a stage composed by a scramjet with four combustion chambers. The scramjet of this vehicle will operate in vertical flight in the Earth’s atmosphere, from 20 km to 60 km of altitude with hypersonic speed corresponding to approximately Mach number 5.8. Bearing in mind that the scramjet has no moving parts and needs a system that accelerates it, up to supersonic combustion conditions, it will be necessary to use the accelerator vehicle that is responsible for propelling the scramjet to the ideal operating conditions (Mach number, position, dynamic pressure). This aerospace vehicle will have the utility of accessing space and conducting drilling experiments, injecting CubeSat into orbit and training the specialized labor responsible for aerospace operations. For the preliminary development of this work, it is necessary to use the theories referring to the formation of shock waves and expansion waves, in addition to the theories related to the addition of heat and the formation of a boundary layer in flow with hypersonic velocity. Therefore, for this development the analytical theoretical methodology was applied and then with the results obtained it was possible to carry out, in the near future, the preliminary mechanical design that determines the necessary basic measures, in addition to the possible materials to be used in the vehicle. The preliminary results of this work indicate that the scramjet will be able to generate thrust and that when considering the existence of the boundary layer, a change in the geometry of the vehicle's inlet is necessary, so that it is possible to maintain the formation of shock-on-lip and shock-on -corner in the scramjet structure.
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ARTHUR BANDEIRA LUZ DE LIMA
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Estudo sobre a influência dos ciclos solares nas condições atmosféricas na região de jurisdição da FIR Curitiba (FIR
- SBCW)
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Orientador : JOSE HENRIQUE FERNANDEZ
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MEMBROS DA BANCA :
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DINO LINCOLN FIGUEIROA SANTOS
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FILIPE EMANUEL VIEIRA TAVEIROS
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JOSE HENRIQUE FERNANDEZ
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Data: 21/02/2022
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As condições atmosféricas são regidas majoritariamente pelo Sol o qual segue um ciclo de atividades de aproximadamente 11 anos. Descoberto esse ciclo, pesquisadores levantaram a hipótese de que o mesmo poderia ter influência direta nas condições da baixa atmosfera, tomando como prova algumas evidências como a concentração de isótopos do Carbono 14 e Berílio 10 presentes nas camadas de gelo das calotas polares e nos anéis de crescimento presentes nos troncos das árvores. Além disso, alguns documentos atestam que, durante o período mais prolongado onde o Sol permaneceu em um mínimo de atividade, conhecido como Mínimo de Maunder, algumas regiões no globo terrestre experimentaram uma espécie de "mini era do gelo". Inicialmente, especulou-se que tal influência se dava devido às variações na Irradiação Total do Sol durante o ciclo. Porém, estudos posteriores comprovaram que tais variações são muito pequenas em relação as variações observadas nas condições atmosféricas. Foi então que elaboraram a hipótese de que tal influência se dava na modulação na quantidade de Raios Cósmicos Galácticos que penetravam na atmosfera durante um ciclo solar. Os Raios Cósmicos Galáticos funcionam como agentes ionizantes dos gases atmosféricos, favorecendo assim a síntese de aerossóis os quais atuam como núcleos de condensação, que por sua vez, favorecem o processo de formação de nuvens e de precipitações. Portanto, essa pesquisa teve por objetivo, buscar uma correlação entre os ciclos de atividade solar e as condições meteorológicas da região onde ficam localizadas as cidades do Rio de Janeiro e São Paulo, na qual observa-se um grande fluxo de aeronaves.
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Atmospheric conditions are mostly driven by the Sun, which follows a cycle of activity whose duration is about 11 years. Since this cycle has been found out, researchers has brought up the hypothesis that it may have some influence at the lower atmosphere, taking as proxies the Carbon-14 and Berilium-10 concentration in tree rings and ice cores. Beside that, some manuscripts have shown that, during the Maunder Minimum, where the Sun were at minimum of activity, some regions over the globe experienced a tiny "Ice Age". Initially, it was believed that this influence was related to the Total Solar Irradiation variation during a cycle. Although, further studies have shown that such variations were a rather small to produce these variations on the lower atmosphere. So, they have created the hypothesis that these influence was related to the solar cycle on the Galactic Cosmic Rays (GCR) flux through the heliosphere. GCR work as a ionizing agent, favoring the aerosol synthesis, which acts as Condensation Nuclei, which favors clouds formation. So, the objective of the research was to find a correlation between the solar cycles and meteorological conditions in the region where the cities of Rio de Janeiro e São Paulo are located. In this region, a huge flux of aircraft is observed.
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BENJAMIM MONTEIRO DA SILVA NETO
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OTIMIZAÇÃO DO GERENCIAMENTO DE RISCOS PARA SISTEMAS ESPACIAIS COM A TÉCNICA DO FATOR DE TOLERÂNCIA
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Orientador : GIULIANI PAULINELI GARBI
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MEMBROS DA BANCA :
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FRANCISCO JOSÉ TARGINO VIDAL
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GIULIANI PAULINELI GARBI
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MARCOS AURELIO FERREIRA DOS SANTOS
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Data: 22/02/2022
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Esta pesquisa tem como objetivo desenvolver uma metodologia acessível, de fácil utilização e didática para gerenciamento de riscos. 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 risco para pequenos satélites, tomando como base normas internacionais, estudos de casos passados e uma aplicação para projeto em andamento. Ela se inicia com uma introdução, que descreve os parâmetros da mesma, uma fundamentação teórica que descreve o que são pequenos satélites e o que são processos de gerenciamento de risco apresentando conceitos de normas aplicadas pela NASA e ESA. Em seguida, 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. Apresenta-se, ainda, fatores que influenciam nesta tolerância, especialmente para missões que utilizem pequenos satélites. Ao termino 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 ferramenta.
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Within Systems Engineering, risk management processes are mandatory requirements in satellite missions, being used on a large scale for large satellites. However, traditional approaches need adaptations to be applied, in a viable way, to missions with small satellites due to the costs and deadlines involved. This work aims to design, implement, and disseminate a risk management methodology adapted to small satellites. To this end, it is proposed to create an application to perform this management, using the necessary adaptations for application to this type of mission. The bibliographic research methodology was used to characterize small satellites, mostly the CubeSat platform, and the description of methods and risk management tools used worldwide, as well as their applications to small satellite projects. For the design of the application, the Java language will be used. The application’s functionalities were chosen to provide agility, ease, and integration with the risk management processes. The work is divided into five chapters. The first one consists of an introduction. The second presents a historical reinterpretation of small satellites, definitions of them, and their importance. The third chapter deals with systems engineering and risk management. The fourth chapter presents examples of risk management adapted for nanosatellites. And the fifth chapter presents the proposed solution to the problem raised.
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RAFAEL ALVES FREIRE
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Período de Rotação Estelar Versus Variaçãoo de Energia de Erupções Superficiais em Estrelas TESS de Tipos Espectrais K e M
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Orientador : JOSE HENRIQUE FERNANDEZ
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MEMBROS DA BANCA :
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JOSE HENRIQUE FERNANDEZ
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DOUGLAS DO NASCIMENTO SILVA
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JOSE RENAN DE MEDEIROS
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ANTONIO CARLOS DA SILVA MIRANDA
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Data: 24/02/2022
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Com o desenvolvimento de novas tecnologias, a Engenharia Aeroespacial vem, cada vez mais, aperfeiçoando seus equipamentos no intuito de auxiliar a exploração que vai além da Heliopausa. Um exemplo deste fato e o satélite espacial Transiting Exoplanet Survey Satellite (TESS) que vem contribuindo com dados fotométricos para as Ciências Espaciais, como a Astrofísica, com o objetivo de estudar vários fenômenos físicos. Por exemplo, a atividade magnética das estrelas pode ser fundamental na formação da atmosfera de exoplanetas e impactar em sua habitabilidade como também pode desencadear a vida na órbita de estrelas do tipo K e M, as quais são consideradas frias e mais numerosas na fase de sequência principal no diagrama Hertzsprung-Russell (diagrama HR). Com base nessas investigações e através de análises estatísticas do comportamento das erupções estelares em relação à classificação, período rotacional e subtipo espectral, esta dissertação apresenta um estudo sobre a variação da energia das erupções estelares em função do período rotacional em uma amostra de 679 estrelas TESS de tipo espectral K e M. Nenhuma das estrelas nesta amostra demonstrou manter correlação considerável/sensível entre a energia de suas erupções supeficiais estelares em função de seu período rotacional. Porém apresentamos quatro cenários viáveis, envolvendo as estrelas e suas erupções estelares, que podem explicar nossos resultados.
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Under the development of new technologies, the Aerospace Engineering is increasingly
improving its equipments in order to assist exploration that goes beyond our Heliopause.
As an example of this we can cite the launch of the space artfact Transiting Exoplanet Survey Satellite
(TESS) that has been contributing photometric data to Space Sciences, like Astrophysics,
with the aim of study various physical phenomena. As an exemple, the magnetic activity
of stars can be fundamental in forming the atmosphere of exoplanets and impact your
habitability as well as, it can trigger life in the orbit of type K and M stars, which are
considered to be cold and they are the most numerous in the main sequence phase in
the Hertzsprung-Russell diagram. Based on these investigations and through statistical
analysis of the behavior of stellar flares in relation to their classi cations, rotational periods
and spectral subtype, this dissertation presents a study on the variation of energie
of stellar flares as a function of their rotational period in a sample of 679 TESS stars of
spectral type K and M. None of the stars in this sample showed a correlation between the
energy of their surface stellar eruptions as a function of their rotational period. Finally
we present four scenarios involving the stars and their stellar eruptions and theirs that
can explain our results.
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THIAGO FONSECA MESSIAS
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Teste de um receptor em UHF para coleta de dados de sensores por satélite
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Orientador : JOSÉ MARCELO LIMA DUARTE
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MEMBROS DA BANCA :
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FRANCISCO DE ASSIS BRITO FILHO
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FRANCISCO JOSÉ TARGINO VIDAL
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JOSÉ MARCELO LIMA DUARTE
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Data: 25/02/2022
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Esta dissertação de mestrado apresenta um plano de teste, o sistema de automatização para realização dos experimentos e os resultados obtidos do Environmental Data Collector (EDC), receptor em UHF para coleta de dados de sensores por satélite. 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, entretanto, o SBDCA precisa de uma atualização do seu segmento espacial. O Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais está desenvolvendo uma constelação de nanossatélites do 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, equipado 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 cálculo do 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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Mostrar Abstract
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This master’s thesis presents a test plan, the automation system for carrying out the
experiments and the results obtained from the Environmental Data Collector (EDC), UHF
receiver for collecting data from satellite sensors. The parameters tested were: bandwidth,
linearity, spurious, noise figure and performance of the decoding the received signals.
The EDC will act in the space segment of the Brazilian Environmental Data Collection
System (SBCDA), a forwarding system for satellite message. For over twenty years, the
SBCDA has provided data for various surveys. sas, however, the SBDCA needs an update
to its space segment. The Institute National Space Research Institute is developing a
constellation of nanosatellites from the CubeSat standard to replace the current SBCDA
satellites. The EDC will be the payload of the new SBCDA nanosatellites. To validate
the EDC, a test plan was prepared which aims to assess whether the prototype built is in
accordance with the desired specifications. To carry out the tests, a bench equipped with a
computer was built, equipped with testing software, a signal generator, a voltage source
and a Arduino. A spectral analysis, from the digitized signal, was used for the tests. of the
RF-Front-End and the Frame Error Rate calculation was used to validate the capacity of
the EDC to decode incoming messages. The EDC prototype was approved with based on
the results obtained, however, some corrections were suggested.
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JOÃO BATISTA DOLVIM DANTAS
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Antenas para Sistema de Comunicação de Longa Distância para Aeronaves Remotamente Pilotadas
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Orientador : FRANCISCO JOSÉ TARGINO VIDAL
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MEMBROS DA BANCA :
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FILIPE EMANUEL VIEIRA TAVEIROS
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FRANCISCO JOSÉ TARGINO VIDAL
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GIULIANI PAULINELI GARBI
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JOSE PATROCINIO DA SILVA
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Data: 29/08/2022
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Mostrar Resumo
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Os Centros de Lançamento Espaciais brasileiros empregam aeronaves convencionaispara o monitoramento de grandes áreas marítimas destinadas ao ponto de impacto de foguetes ou de partes destes, e isto tem um custo elevado. As aeronaves remotamente pilotadas (ARPs) têm se mostrado como uma solução de baixo custo para operações deste tipo, no entanto, o pequeno alcance dos seus controles remotos convencionais é um fator limitante para seu emprego em grandes distâncias. Este trabalho apresenta o desenvolvimento antenas de alto desempenho para um sistema de comunicação de aeronave remotamente pilotada (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 para 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, 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).
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Mostrar Abstract
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Brazilian Space Launch Centers employ conventional aircraft to monitor large maritime areas destined to the impact point of rockets or parts of them, and this has a high cost. The remotely piloted aircraft (RPAs) have shown to be a low cost solution for operations
of this type, however, the short range of their conventional remote controls is a limiting factor for their employment in large distances.
This paper proposes high-performance antennas for remotely piloted aircrafts (RPA) communication system, aiming control and image transmission from RPA operating at long distances. It was considered the case-study of the Brazilian Space Launch Centers,
which plan to employ RPA in order to assist the surveillance of the restricted area for rocket impact. The proposed antennas were designed in order to maximize gain and lobe aperture for the ground station operation; whereas, for RPA operation, the antennas were tailored in order to provide optimal gain and omnidirectional transmission, even during RPA maneuvers, as well as to minimize weight, size and aerodynamic drag in the aircraft. It is minutely described the design and evaluation of the proposed antennas, by means of simulations and experimental verification. The radio link using the proposed antennas was evaluated in laboratory and verified able to perform data transmission at emulated distance of 110 km (59.4 NM)(68.35 M).
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PAULO CÉSAR DE OLIVEIRA JÚNIOR
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ANÁLISE AERO-ESTRUTURAL DE UM DEMONSTRADOR DA COMBUSTÃO SUPERSÔNICA
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Orientador : JOÃO CARLOS ARANTES COSTA JÚNIOR
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MEMBROS DA BANCA :
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GEORGE SANTOS MARINHO
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HEIDI KORZENOWSKI
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JOÃO CARLOS ARANTES COSTA JÚNIOR
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PAULO GILBERTO DE PAULA TORO
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Data: 14/12/2022
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RESUMO
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 aerodinâmica 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.
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ABSTRACT
In the current scenario of the aerospace sector, there is a great limitation related to the payload that can be launched into orbit or beyond. Rocket engines, propulsive technology in operation, have a low specific impulse compared to systems with airbreathing propulsion (scramjet technology) that use atmospheric air as an oxidant. During hypersonic flight, aerospace vehicles with hypersonic airbreathing propulsion are subject to high aerodynamic and thermal loads. In this context, in the present work the main objective is to perform a structural analysis of a generic supersonic combustion demonstrator, under flight conditions at an altitude of 23 km and speed corresponding to Mach 5,8. To carry out the structural analysis, an aerodynamic and dimensional design of a generic scramjet was carried out, designed for coupling to the national rocket engines S30 and S31. Optimization criteria were applied to the compression section, aiming to achieve the required temperature and Mach number conditions at the entrance of the combustion chamber to spontaneously burn hydrogen. In the expansion section, the optimization criterion is based on checking the point at which the pressure condition is equivalent to that of free flow, defining the region where the coupling to the accelerator vehicle must be carried out. The aerodynamic load was defined from analytical and numerical aerodynamic analysis, considering air as a calorically perfect gas and neglecting viscous effects. The design and aerodynamic analysis evaluated the case without fuel burning (power-off) and with fuel burning (power-on), but in the structural analysis only power-on was considered. Numerical flow analysis and numerical structural analysis were respectively performed in the Fluent and Static Structural modules of the Ansys software. The aerodynamic analysis showed that flying at an altitude of 23 km with a speed of 1723 m/s, the scramjet with three compression ramps with deflection angles of 7,48°, 8,93° and 10,77° is capable of generating, at the entrance to the combustion chamber, speed corresponding to Mach number 1,709 and static temperature of 1071,255 K, demonstrating the possibility of burning hydrogen. At the trailing edge, the flow velocity is 1688,958 m/s without fuel burning and 1806,977 m/s with fuel burning, demonstrating that the scramjet is only capable of generating thrust with fuel ignition. For the numerical analysis of the flow, the unstructured mesh with triangular elements proved to be more suitable to capture the flow conditions after the oblique shock waves in the scramjet, considering atmospheric air as a calorically perfect gas and without viscous effects. In the aerodynamic analysis the numerical results showed good agreement with the analytical results. In the numerical structural analysis, the maximum von-Mises equivalent stress is 122,93 MPa and occurs at the leading edge of the fairing, close to contact with the side panel, due to the thickness of the wedge at the leading edge and the high pressures of the chamber of combustion. However, this value is lower than the yield stress of the materials used, so that strains and displacements in the structure occur in the elastic regime of the materials and are therefore recoverable.
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WILLIAM HENRIQUE DE LIMA FIUZA
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Concepção, Projeto e Análise Estrutural de um Tubo de Choque Acadêmico
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Orientador : PAULO GILBERTO DE PAULA TORO
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MEMBROS DA BANCA :
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DOUGLAS DO NASCIMENTO SILVA
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GEORGE SANTOS MARINHO
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PAULO CELSO GRECO JÚNIOR
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PAULO GILBERTO DE PAULA TORO
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Data: 22/12/2022
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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.
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The shock tube is an equipment used in laboratory studies on supersonic flows, providing data on the flight conditions in which the aerospace vehicles will find themselves. The Federal University of Rio Grande do Norte (UFRN) has stainless steel tubes – donated by the Institute of Advanced Studies (IEAv) – intended for the construction of the Institution's first shock tube. The objective of the research carried out was to make the construction of the equipment technically feasible. The correct sizing of the components is a fundamental part of the project, being essential to prevent accidents and control measurement errors during the tests, since it is a device subjected to high pressures. Structural modeling through software allows reducing material waste and operational risks during the construction of prototypes. Boundary conditions and applied loads must be rigorously selected, to provide a good level of confidence to the research results and, thus, constitute a guide for the execution of the academic project in a technical way. For this, the following were carried out and are presented here: calculations of the flow conditions; modeling and structural analysis of the high pressure (driver) and low pressure (driven) sections of the academic shock tube, considering the dimensions of the stainless steel tubes available at UFRN; in addition to determining the efforts to which the tubes will be submitted when the equipment becomes operational. Analytical (Lamé Equations) and numerical (Ansys Mechanical) results of circumferential, radial and von Mises stresses were compared by means of their percentage variations. Autodesk Inventor was also used for simulations and comparisons with Ansys Mechanical results. Both the driver and the driven were analyzed considering their ends closed by means of flanges and thus treated as pressure vessels. Ansys Mechanical and Autodesk Inventor software were used in the analysis, with discretization of the models by mesh generation and application of the Finite Element Method. A pressure of 70 atm (7.09 MPa) was applied to the inner surface of the high pressure section during calculations and computer simulation, while other pressures generated in the flow were calculated and applied to the low pressure section. All pressures were also multiplied by four to assess the impact of this change in stresses. Based on the results obtained for von Mises stresses, circumferential stresses, and radial stresses, it was found that, considering the properties of stainless steel AISI 304 and steel SAE 4140, the available tubes will withstand the workloads within the operating range to which they will be subjected without implying any risk of damage, in view of the first stage of the UFRN academic shock tube construction project.
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