A indústria aeroespacial tem registado um crescimento significativo nos últimos anos, o que se tem traduzido num aumento da procura por sistemas de propulsão para lançadores destinados à colocação de satélites em órbita, turismo espacial, upper stages, módulos de aterragem lunar e planetária, entre outras aplicações. Paralelamente a este crescimento, tem-se verificado uma crescente procura por sistemas de propulsão que apresentem menores custos, maior simplicidade e segurança, sem comprometerem uma performance competitiva. É neste contexto que os motores de propulsão híbrida têm vindo a assumir um papel de destaque, recorrendo à combinação de um oxidante em estado líquido com um combustível em estado sólido. Este tipo de motor tem vindo a ganhar destaque como uma alternativa viável aos sistemas de propulsão líquidos e sólidos, sobretudo pela sua capacidade de satisfazer os requisitos anteriormente referidos. Apesar das vantagens intrínsecas deste sistema de propulsão, subsistem ainda diversos desafios que requerem investigação e desenvolvimento contínuos. Com o intuito de iniciar o envolvimento da Universidade do Minho em actividades de investigação, teste de novas tecnologias e soluções, bem como na formação de estudantes nesta área, o presente trabalho centra-se no desenvolvimento do primeiro motor de propulsão híbrida da Universidade. Este motor foi concebido para cumprir os requisitos da European Rocketry Challenge (EUROC), com o objectivo de, futuramente, poder ser utilizado nessa competição. No âmbito deste trabalho, foi desenvolvido um algoritmo com o objetivo de analisar, ao longo do tempo e durante todo o voo, o desempenho e a evolução de diversos parâmetros relacionados tanto com o foguetão como com o seu sistema de propulsão. Esta ferramenta revela-se particularmente valiosa na fase preliminar de conceção de foguetões híbridos, uma vez que apoia a validação dos requisitos de projeto e das restrições operacionais. O algoritmo integra três modelos desenvolvidos em Python: um modelo de voo, um modelo do tanque de oxidante (com um submodelo do injetor) e um modelo da câmara de combustão-nozzle. O modelo de voo foi integralmente desenvolvido no âmbito desta dissertação e baseia-se na Segunda Lei de Newton. Os modelos do tanque de oxidante e da câmara de combustão-nozzle foram adaptados a partir de modelos existentes na literatura, sendo ajustados de forma a satisfazer os requisitos do presente projeto. O modelo de voo estima a altitude e a velocidade instantâneas do foguete, considerando as variações da força de arrasto e da força gravitacional ao longo de um perfil de voo vertical. O modelo do tanque de oxidante prevê as condições internas no tanque e a massa de oxidante remanescente ao longo do tempo. Este modelo inclui também um submodelo do injetor, que estima o caudal mássico de oxidante sob condições de escoamento termodinamicamente fora do equilíbrio. Por fim, o modelo da câmara de combustãonozzle estima parâmetros de desempenho do motor, tais como o thrust, o impulso específico, a taxa de regressão do combustível e a pressão na câmara. Por fim e relativamente ao motor desenvolvido, ele utiliza óxido nitroso e parafina como oxidante e combustível, respetivamente. O sistema de alimentação do oxidante baseia-se num sistema pressurizado, tirando partido da característica de auto-pressurização do óxido nitroso. Hélio é utilizado como gás pressurizante e também como diluente, aumentando assim a segurança do sistema. O motor resultante proporciona um thrust médio de aproximadamente 3000 N, com uma pressão máxima na câmara de combustão de 25 bar e um tempo de queima de 5.6 segundos. O impulso total gerado é de aproximadamente 16300 N·s. O thrust-to-weight ratio do motor no momento da descolagem é de 18, considerando o seu próprio peso, e de 7.7 quando se considera o peso total do foguete de referência.

The aerospace industry has experienced significant growth in recent years, leading to increased demand for propulsion systems for launch vehicles aimed at placing satellites into orbit, space tourism, upper stages, lunar and planetary landing modules, among other applications. Alongside this growth, there has been a rising demand for propulsion systems that offer lower costs, greater simplicity and safety, without compromising competitive performance. In this context, hybrid propulsion engines have been gaining prominence, using a combination of a liquid oxidizer and a solid fuel. This type of engine has emerged as a viable alternative to liquid and solid propulsion systems, particularly due to its ability to meet the aforementioned requirements. Despite the intrinsic advantages of this propulsion system, several challenges remain that require ongoing research and development. With the aim of initiating the involvement of the University of Minho in research activities, testing of new technologies and solutions, as well as student training in this field, the present work focuses on the development of the University’s first hybrid propulsion engine. This engine was designed to meet the requirements of the European Rocketry Challenge (EUROC), with the goal of being used in that competition in the future. As part of this project, an algorithm was developed with the objective of analyzing, over time and throughout the flight, the performance and evolution of various parameters related to both the rocket and its propulsion system. This tool proves particularly valuable during the preliminary design phase of hybrid rockets, as it supports the validation of design requirements and operational constraints. The algorithm integrates three models developed in Python: a flight model, an oxidizer tank model (with an injector sub model), and a combustion chamber–nozzle model. The flight model was entirely developed within the scope of this dissertation and is based on Newton’s Second Law. The oxidizer tank and combustion chamber–nozzle models were adapted from existing models in the literature, having been adjusted to meet the requirements of the present project. The flight model estimates the rocket’s instantaneous altitude and velocity, accounting for variations in drag and gravitational force along a vertical flight profile. The oxidizer tank model predicts internal tank conditions and the remaining oxidizer mass over time. This model also includes an injector sub model, which estimates the oxidizer mass flow rate under thermodynamically non-equilibrium flow conditions. Finally, the combustion chamber–nozzle model estimates engine performance parameters, such as thrust, specific impulse, fuel regression rate, and chamber pressure. Finally, regarding the engine developed, it uses nitrous oxide and paraffin wax as oxidizer and fuel, respectively. The oxidizer feed system is based on a pressurized system, taking advantage of the self-pressurizing nature of nitrous oxide. Helium is used as both the pressurizing gas and a diluent, thereby increasing the safety of the system. The resulting engine provides an average thrust of approximately 3000 N, with a maximum combustion chamber pressure of 25 bar and a burn time of 5.6 seconds. The total impulse generated is approximately 16,300 N·s. The thrust-to-weight ratio of the engine at liftoff is 18, considering its own weight, and 7.7 when considering the total weight of the reference rocket.