Academic literature on the topic 'Motor-foguete'

Um método SEC com dupla detecção para determinação de distribuição de funcionalidade de resina polibutadiênica hidroxilada HTPB foi desenvolvido, verificando-se a influência desse parâmetro no comportamento mecânico de poliuretano utilizado em motor-foguete fabricado no Centro Técnico Aeroespacial (CTA). O método mostrou-se sensível a pequenas diferenças de funcionalidade e sua distribuição podendo ser utilizado para a caracterização mais completa da resina. Ensaios de tração realizados em amostras de PU sem carga refletiram pequenas diferenças de distribuição de funcionalidade existentes entre os lotes de polibutadieno hidroxilado.

Compósitos de poliuretano e amianto (liner) são utilizados como revestimento interno em paredes de motor-foguete, conferindo proteção térmica e garantindo a adesão entre o propelente e as paredes do motor. No entanto, o uso do amianto tem sido restringido devido à sua toxidade. No presente trabalho, o amianto foi substituído por um silicato de alumínio hidratado (SA) e pelo grafite expansível (GE) em diferentes teores no liner. Resultados de análise termogravimétrica (TG) mostraram que a estabilidade térmica do liner praticamente não é afetada pela substituição das cargas, embora a energia de ativação (Ea) obtida para a decomposição tenha mudado, mostrando maiores valores para as amostras contendo as cargas SA e GE. A análise termomecânica (TMA) mostrou que o coeficiente de expansão térmica linear do liner contendo SA foi menor que aquele encontrado para o liner contendo amianto. O liner contendo a carga SA também apresentou os maiores valores de tensão nos testes mecânicos de tração.

Neste artigo apresenta-se uma metodologia para planejamento de experimentos com mistura, ilustrada com o caso real do estudo de um misto químico que constitui um subsistema de um mecanismo de retardo para acionamento de um motor foguete. O objetivo do estudo é saber qual a proporção dos componentes da mistura que propicia um tempo de queima especificado em projeto. Para isto foi ajustado um modelo de regressão linear com respostas normais, o qual foi considerado inadequado, uma vez que houve indicação de que a variância da resposta não é constante. Recorreu-se então a modelos ajustados pelo método da Quase-Verossimilhança. Com o modelo desenvolvido, foi possível determinar a proporção dos componentes que otimiza o processo. Para a otimização do processo, além de um tempo de queima específico, foi possível considerar a minimização da variância da previsão deste tempo.

Resumo A importância do protagonismo do aluno no processo de aprendizagem é reconhecida há bastante tempo. Diversas metodologias têm sido desenvolvidas, como sala invertida e o ensino baseado em projeto, ou sua variante menos complexa o ensino baseado em estudo de caso. A termodinâmica e a mecânica dos fluidos são algumas das mais complexas disciplinas ensinadas na física e engenharias. Dentre suas principais dificuldades para os alunos, são a terminologia e os conceitos pouco conectados ao cotidiano, além da necessidade de em uma analise, haver a necessidade de conexão entre vários destes conceitos e uma matemática mais complexa que a encontrada na mecânica newtoniana. O estudo de caso é considerado por vários autores uma variante do ensino baseado em projetos mais simples de ser implementado e aceito pelos estudantes. Neste trabalho é realizado um estudo de caso sobre as relações termodinâmicas de um motor-foguete bi-propelente direcionada aos alunos de engenharia. A partir de um modelo simplificado do motor, uma modelagem matemática é feita utilizando a primeira lei da termodinâmica e suas implicações. Para a realização dos cálculos matemáticos a partir da análise, é considerado um motor cujo propelente e combustível são oxigênio líquido e hidrogênio líquido (LOX/LH2), respectivamente. Este estudo de caso está em sintonia com as diversas notícias sobre exploração espacial dos projetos da Índia, China ou do chamado new space.

Neste trabalho são descritas as equações diferenciais de movimento e as respectivas soluções para a velocidade [v(t)] e altitude [y(t)] em função do tempo, relativas a um foguete que segue uma trajetória vertical em um movimento de subida. São considerados quatro modelos: no primeiro é desprezada a força de arrasto do ar; no segundo é considerada uma força de arrasto linear com a velocidade; no terceiro e quarto modelos é considerado que a força de arrasto é proporcional ao quadrado da velocidade. O terceiro modelo se distingue por considerar a massa total de um foguete constante. No quarto modelo, apresenta-se uma solução completa, considerando-se que a massa decresce linearmente com o tempo durante a exaustão de gases. Para testar estes modelos foi utilizado o voo experimental do minifoguete Epsilon-8 do Grupo de Foguetes Carl Sagan da UFPR. Foram utilizados parâmetros experimentais relacionados à curva de empuxo em função do tempo (teste estático) do Epsilon-8 que permitiram estimar a velocidade de exaustão dos gases expelidos do motor. As curvas teóricas para v(t) e y(t) do terceiro e quarto modelos, por serem mais completos, foram utilizados no ajuste das respectivas curvas experimentais do Epsilon-8. O terceiro modelo, embora tenha uma solução aproximada, é razoável na previsão do apogeu, com um erro de 8,6%. O quarto modelo, por ser o mais completo, prevê o apogeu com um erro de apenas 1,5%.

O objetivo deste trabalho é determinar perfis de temperatura ao longo da seção transversal da parede da tubeira de um motor-foguete a partir do conhecimento da distribuição de temperatura num ponto (ou estação) desta seção em função do tempo. Tanto a distribuição de temperatura como o fluxo de calor assim estabelecidos são mais próximos dos reais à medida em que o ponto de medição é escolhido mais próximo da parede quente. A principal vantagem deste método é evitar a utilização do coeficiente de transferência de calor por convecção calculando empiricamente através da fórmula de Bartz (1957). Os resultados obtidos podem ser aplicados na otimização de projetos de tubeira para motores-foguetes.

O objetivo deste trabalho foi utilizar injetores do tipo axial e "swirl" para avaliar os efeitos da injeção de oxigênio gasoso (GOX) sobre o empuxo e a pressão na câmara de combustão de um motor foguete híbrido experimental com grão combustível de polietileno e o pioneiro grão combustível de parafina esférica estruturada em poliuretano. Para tal, foram usinados injetores em aço inoxidável e construído um motor foguete híbrido experimental e sua bancada de ensaios, provida de dispositivos que permitiram registrar dados de empuxo, variação da massa de combustível e de oxidante e de pressão na câmara de combustão do motor foguete híbrido. Os ensaios foram realizados com pressões de injeção de GOX de 46, 52 e 58 Bar e com injetores do tipo axial, "screw", "swril" pequeno e "swirl" grande. O "swirl" grande proporcionou condições ideais para difusão do oxidante no meio reacional e o grão de parafina estruturada no poliuretano favoreceu a gaseificação deste combustível e ambos apresentaram os melhores resultados dos parâmetros balísticos.

As vantagens do motor foguete híbrido, tais como segurança, controle do empuxo, baixo custo de investimento e simplicidade de construção, são amplamente conhecidas. No entanto, ineficiências de combustão e principalmente baixas taxas de regressão ainda representam grandes desvantagens no seu emprego como sistema de propulsão aeroespacial. Desta forma, uma série de testes de escala laboratorial deve ser feita com o objetivo de investigar maneiras de aumentar o desempenho e, assim, o custo-benefício, de maneira a permitir o amplo uso desta tecnologia. O objetivo deste trabalho foi investigar o aumento da taxa de regressão do combustível sólido, e da eficiência de combustão, decorrente do método rotacional de injeção de oxidante, no caso o oxigênio gasoso (GOX). Esta pesquisa teve início com o desenvolvimento de um protótipo de motor foguete com tecnologia híbrida, levando em consideração a decomposição térmica do combustível sólido empregado, simulações termoquímicas e o projeto geométrico do motor. Em seguida, numa parceria com a indústria, foram realizados ensaios de ponto fixo com o propósito de avaliar os parâmetros balísticos do motor sob diversas condições de operação e diferentes tipos de injetores de GOX. Um número de oito ensaios foi realizado com cada um dos três injetores. Os resultados de empuxo, pressão e taxa de regressão foram analisados. Conforme esperado através da análise da literatura, a utilização de injeção rotacional foi responsável pela modificação do padrão de queima, pela melhora da eficiência de combustão e por um aumento significativo na taxa de regressão.

O trabalho ora apresentado tem como objetivo simular numericamente o campo de escoamento numa câmara de combustão de motor foguete a propelente líquido, incluindo a tubeira, com métodos numéricos atuais de tal forma que os resultados possam ser tomados como padrões de partida para projetos daqueles sistemas propulsivos. Para tal emprega-se um método de volumes finitos que simula escoamentos em quaisquer regimes de velocidade. Como o escoamento aqui estudado tem regiões em regime supersônico e baixo subsônico, o código numérico inicialmente desenvolvido para escoamentos compressíveis, foi modificado para trabalhar eficientemente em uma ampla faixa de velocidades. Na comunidade de "Computational Fluid Dynamics" (CFD) tem-se desenvolvido códigos de natureza compressível ou incompressível sendo uma dificuldade o tratamento conjunto de ambos pois ainda hoje existem poucas referências neste campo. Aqui optou-se por partir de um código compressível já existente e usaram-se variáveis primitivas nas equações de Transporte, no caso a pressão, as componentes cartesianas de velocidade e a temperatura, ao invés de variáveis conservadas para fazer o tratamento extensivo para qualquer número de Mach. Para tal tarefa empregam-se malhas não estruturadas com refinamentos adaptativos e os termos convectivos são tratados mediante esquemas "Upwind" de primeira e segunda ordem ; para manter a estabilidade numérica emprega-se dissipação artificial e na cobertura temporal foram utilizados os esquemas de Runge-Kutta de 5 passos para a parte de mecânica dos fluidos e o "Value of ordinary differential equations" (VODE) com o Chemkin II na solução reativa do modelo químico. No decorrer do desenvolvimento do presente código que buscava a simulação do escoamento num motor foguete foram feitos testes de comprovação com vários tipos de escoamentos tanto de tipo interno como externo a diferentes velocidades, buscando estabelecer o grau de confiança deste trabalho. Essas comparações foram feitas com resultados teóricos e com outros códigos validados e já aceitos pela comunidade do CFD Para simular escoamentos internos e externos em regimen subsônico (Mach = 0.05) ao supersônico (Mach = 4) foram linearizadas as equações de Euler. Em escoamento externo foi testado um cilindro circular e também escoamento sobre uma cunha aerodinâmica, e para escoamento interno, um canal com seção decrescente e a tubeira convergente-divergente, para a validação do código. Na parte reativa empregouse a aproximação parabólica da tubeira e no modelo da cinética química a queima de hidrogênio e oxigênio com a extinção e produção de espécies químicas. No campo de temperaturas encontrou-se uma faixa que vai de 1518 K no início da reação química até 838.4 K, este baixo valor é devido a que as condições de velocidade não foram zero na câmara.<br>This work presents a numerical simulation of the flow field in a propellant rocket engine chamber and exit nozzle using techniques to allow the results to be taken as starting points for designing those propulsive systems. This was done using a finite volume method simulating the different flow regimes which usually take place in those systems. As the flow field has regions ranging from the low subsonic to the supersonic regimes, the numerical code used, initially developed for compressible flows only, was modified to work proficiently in the whole velocity range. It is well known that codes have been developed in CFD, for either compressible or incompressible flows, the joint treatment of both together being complex even today, given the small number of references available in the area. Here, an existing code for compressible flow was used; in this were introduced primitive variables in the Transport (Euler) equations, here the pressure, the Cartesian components of the velocity and the temperature instead of the conserved variables. This was done to permit the treatment at any Mach number. Unstructured meshes with adaptive refinement were employed here. The convective terms were treated with first and second order upwind methods. The numerical stability was kept with artificial dissipation and in the time coverage one used a five-stage Runge-Kutta scheme for the Fluid Mechanics and the VODE (Value of Ordinary Differential Equations) scheme along with the Chemkin II in the chemical reacting solution. During the development of this code simulating the flow in a rocket engine, comparison tests were made with several different types of internal and external flows, at different velocities, seeking to establish the confidence level of the techniques being used. These comparisons were done with existing theoretical results and with other codes already validated and well accepted by the CFD community. To simulate internal and external flows with velocity regimes in the range from low subsonic (M = 0.05) to supersonic (M = 4), linearized Euler equations were used. Among the external flows this was done with the flow around a circular cylinder and the one over an aerodynamic wedge, and for the internal flows, the flow in a channel with a downstream decreasing cross section and the converging-diverging nozzle flow were used in the code validation procedure. In the reactive it test was used the parabolic approximation of the bell shaped nozzle and the chemical kinetics model chosen was the one dealing with Hydrogen and Oxygen with the extinction and production of chemical species. The temperature field was found ranging from 1518 K on the onset of the chemical reaction down to 838.4K; this value lower was due to the non-zero velocity conditions in the chamber.

O objetivo principal deste trabalho é apresentar uma proposta de metodologia de ensaio para motores foguete à propulsão líquida. Como Objetivo complementar sugerir quais ensaios preliminares devem ser realizados, cada qual com sua particularidade e importância, antes da realização do ensaio final. O trabalho apresenta para entendimento, considerações sobre a propulsão líquida e ao final realiza um teste a quente aplicando a metodologia proposta. São realizadas simulações com o uso de etanol com adições de água nas proporções 99,5%, 85% e 70% e são apresentados dados coletados necessários para se determinar o ciclograma de funcionamento do motor.

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

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

O presente estudo contempla a análise de um modelo específico de cabeçote de injeção de propelente líquido para motor foguete e compara os dados provenientes do cálculo e as considerações empíricas com os testes de comprovação. Utilizando de base o cabeçote de injetores do MFPL L15, os testes permitirão qualificar os principais dados referentes a distribuição de injetores e a eficácia da mistura por conseqüência do arranjo escolhido para tal. Com um projeto que prevê uma distribuição garantindo, além da queima, líquido para a proteção da câmara de combustão, este trabalho analisa o efeito desta mistura em camadas adjacentes e sua participação no processo de combustão. Os testes que se sucederam permitiram a análise de todos os parâmetros requeridos para o estudo em questão, evidenciando também a possibilidades de considerações acerca da geometria empregada.

Orientador : Prof. Dr. Carlos Henrique Marchi<br>Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do Paraná, Setor de Tecnologia, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica. Defesa: Curitiba, 27/09/2016<br>Inclui referências : fls. 93-97<br>Área de concentração: Fenômenos de transporte e mecânica dos sólidos<br>Resumo: A determinação precisa do fluxo de calor é uma importante tarefa tanto para o projeto quanto para o cálculo do desempenho de motores-foguete. No presente trabalho, o fluxo de calor na câmara de combustão de motores-foguete com geometria cilíndrica será calculado utilizando-se o método inverso. Nesse tipo de abordagem, o fluxo de calor variando no tempo é determinado a partir de dados experimentais de temperatura tomadas na parede externa do motor-foguete. O fenômeno físico foi modelado pela equação da condução de calor em coordenadas cilíndricas unidimensional em regime transiente. As propriedades físicas do material da câmara são consideradas constantes. O problema inverso é resolvido pelo método dos mínimos quadrados modificado pela adição do termo de regularização de Tikhonov de ordem zero. Os coeficientes de sensitividade foram obtidos pelo teorema de Duhamel, portanto a metodologia se aplica a problemas lineares. Mediante o uso do parâmetro de regularização, foi possível gerar bons resultados mesmo com dados contendo erros experimentais consideráveis. Os resultados obtidos com tal abordagem concordam satisfatoriamente com valores encontrados na literatura. Uma vez conhecidos o fluxo de calor e a temperatura da parede no lado interno, a temperatura de câmara foi calculada através de um processo iterativo. Os fluxos de calor teóricos de convecção e radiação são calculados por métodos disponíveis na literatura. A temperatura da câmara foi ajustada até que a soma dos fluxos de calor teóricos coincidissem com o fluxo obtido pelo método inverso. A temperatura na câmara calculada pelo procedimento iterativo forneceu erros de 4,66 e 13,69%. Pode-se verificar boa concordância entre a temperatura na câmara calculada e a temperatura experimental. Palavras-chave: Câmara de combustão. Regularização de Thikonov. Fluxo de calor. Problema inverso de condução de calor. Temperatura na câmara.<br>Abstract: Accurate determination of heat flux is an important task not only in designing but also in calculation of the performance of rocket engines. In this work, the heat flux in combustion chamber is calculated using inverse method. In this approach, the heat flux varying in time is determined from experimental data measured at the outer side wall of the rocket engine. The physical phenomenon was modeled by the transient one dimensional heat equation in cylindrical coordinates. The properties of the material of the chamber were considered constant. The inverse problem is solved by least squares modified by the addition of Tikhonov regularization term of zero order. The sensitivity coefficients were obtained by Duhamel's theorem, so the methodology is applicable to linear problems. By using the regularization parameter, it was possible to generate good results even using data with considerable experimental errors. The results obtained with this approach agree well with literature data. Once known the heat flux and the inside wall temperature, the chamber temperature was calculated using an iterative process. The theoretical radiation and convection heat flux are calculated by methods available in the literature. The temperature chamber was adjusted until the sum of the theoretical heat fluxes coincide with the heat flux obtained by the inverse method. The temperature calculated in the chamber presented errors of 4,66 and 13,69%. It can be verified good agreement between the calculated chamber temperature and experimental temperature. Keywords: Combustion chamber. Thikonov regularization. Heat flux. Inverse Heat Conduction Problem. Chamber temperature.

Esta dissertação apresenta uma análise estrutural em regime transiente da câmara de empuxo do Motor Foguete a Propelente Líquido L15 que se encontra em desenvolvimento na Divisão de Propulsão Espacial, no Instituto de Aeronáutica e Espaço. Para tanto foi utilizado o método de elementos finitos por meio dos programas MSC.Patran e MSC.Nastran. O regime transiente caracteriza-se pela existência de um carregamento dinâmico, a pressão de câmara, variando no domínio do tempo. Para a determinação das respostas dinâmicas foi selecionada uma solução MSC.Nastran que calcula a resposta utilizando o método da superposição modal. Deslocamentos e acelerações de nós em duas diferentes regiões da câmara de empuxo (região cilíndrica e tubeira) foram resultados utilizados para quantificar a magnitude e intensidade das vibrações geradas nesses locais e verificar a influência do amortecimento.