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Dissertations / Theses on the topic 'Motor-foguete'
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1
Kimura, Lucy de Albuquerque. "Transferência de calor em motor-foguete." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 1987. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=1529.
Full textAbstract:
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.
2
Junior, Leopoldo Rocco. "Desenvolvimento de injetores para motor foguete híbrido." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2013. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2271.
Full textAbstract:
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.
3
Gomes, Susane Ribeiro. "Projeto e desenvolvimento de um motor foguete híbrido." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2012. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2291.
Full textAbstract:
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.
4
Salvador, Nícolas Moiséis Cruz. "Simulação numérica do escoamento em um motor foguete com reação química." Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais, 2000. http://urlib.net/sid.inpe.br/iris@1913/2005/04.11.19.39.
Full textAbstract:
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.
5
Gottmann, Carlos Alberto. "Motor foguete à propulsão líquida : uma proposta de procedimentos para ensaios." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2013. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2849.
Full textAbstract:
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.
6
Boas, Débora Cristina Coutinho Vilas. "Análise computacional de um motor turbo-foguete aspirado como motor auxiliar para veículos lançadores de satélites." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2007. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2319.
Full textAbstract:
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.
7
Pimentel, Carlos Alberto Rocha. "Termoquímica de motor foguete químico utilizando propriedades termodinâmicas obtidas da mecânica estatística." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 1995. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=1655.
Full textAbstract:
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.
8
Hahn, Robson Henrique dos Santos. "Investigação do sistema de mistura do motor foguete a propelente líquido L15." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2011. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=3069.
Full textAbstract:
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.
9
Vicentin, Izabel Cecilia Ferreira de Souza. "Transferência de calor teórica e experimental em motor-foguete a propelente sólido." reponame:Repositório Institucional da UFPR, 2016. http://hdl.handle.net/1884/46485.
Full textAbstract:
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.
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Nakai, Marcela dos Santos. "Análise estrutural da câmara de empuxo do motor foguete L15 em regime transiente." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2012. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=3220.
Full textAbstract:
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.
11
Hoffmann, Luiz Felipe Simões. "Algoritmo aplicado na inspeção de camada aderente para propelente sólido de motor-foguete." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2015. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=3371.
Full textAbstract:
Os motores instalados nos foguetes desenvolvidos atualmente no Brasil utilizam o propelente sólido como o principal componente gerador de empuxo. Durante a fase de fabricação desses motores é utilizado um revestimento interno de material isolante térmico, a fim de proteger o invólucro do motor das altas temperaturas produzidas pelos gases gerados na combustão. A adesão entre o bloco de propelente sólido e o isolante térmico é realizada por uma fina camada aderente, denominada por "liner". Essa adesão deve assegurar que todo o conjunto se mantenha adequadamente unido durante as etapas de estocagem, transporte, montagem e lançamento. A utilização de motor com irregularidades de continuidade nessa adesão pode provocar a geração descontrolada de gases, sendo que essa situação tem potencial para causar a explosão do motor-foguete. No processo adotado pelo Instituto de Aeronáutica e Espaço, após a aplicação da aludida camada, um especialista realiza a tarefa de inspeção visual minuciosa em busca de áreas irregulares, na superfície da camada aderente, capazes de comprometer a adesão do propelente. Decorrente da natureza da mencionada tarefa, a adoção da visão computacional como recurso para auxiliar a inspeção de superfícies de camada aderente se mostrou favorável como contribuição para esse processo. Nesse contexto, este trabalho propõe a utilização de algoritmo baseado em visão computacional para auxiliar o especialista na detecção de áreas com superfícies irregulares. Estão previstos, basicamente, nesse algoritmo recursos para parametrização, tratamento de reflexos, e análises de intensidade de cor. A validação dos recursos do algoritmo foi obtida por meio de testes práticos executados em protótipo dedicado para esse fim. Os resultados positivos obtidos nos testes sugerem que o algoritmo, quando for integrado em arquitetura física afim, será capaz de auxiliar a tarefa de identificar áreas irregulares, na superfície da camada aderente, capazes de comprometer a adesão do propelente.
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Germer, Eduardo Matos. "Avaliação do efeito da geometria da seção convergente em tubeiras de motor-foguete." reponame:Repositório Institucional da UFPR, 2014. http://hdl.handle.net/1884/36929.
Full textAbstract:
Orientador : Prof. Dr. Carlos Henrique Marchi<br>Tese (doutorado) - Universidade Federal do Paraná, Setor de Tecnologia, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica. Defesa: Curitiba, 15/09/2014<br>Inclui referências<br>Resumo: Motores-foguete são propulsores com alta taxa de consumo de propelentes. Em
veículos lançadores o peso de propelente fica geralmente na faixa de 80% a 90% de
seu peso total. Aumentar a carga útil significa a necessidade de mais propelente,
mais estrutura, e maior peso do veículo. Essa restrição justifica trabalhos para
melhorar o desempenho do motor-foguete, sendo uma vertente deles o
desenvolvimento de tubeiras mais eficientes. A literatura é extensa nas formas de
obter um perfil divergente da tubeira que gere empuxo máximo, ou ainda a avaliação
da influência do raio de curvatura da garganta, entre outros, porém poucos são os
trabalhos que analisam o efeito da seção convergente na geração de empuxo. Neste
trabalho é feita uma avaliação numérica da influência da seção convergente sobre o
coeficiente de empuxo, o impulso específico, e o coeficiente de descarga de uma
tubeira operando no vácuo. Para validação da solução numérica são utilizadas duas
tubeiras cujos resultados experimentais estão disponíveis na literatura. As
geometrias do convergente testadas são de tubeiras que têm os mesmos raios de
garganta e de curvatura da garganta na região do divergente, além do mesmo
comprimento do divergente e mesmas razões de áreas, tanto na entrada quanto na
saída da tubeira. O fluido utilizado é o ar, modelado como gás termicamente perfeito,
mas caloricamente imperfeito. O modelo físico considera a solução das equações de
Euler com paredes adiabáticas. O perfil é axissimétrico em coordenadas
generalizadas e a malha gerada na discretização é estruturada. O método dos
volumes finitos é usado para discretização das equações que representam o
fenômeno. A aproximação para termos advectivos é de primeira ordem e de
segunda ordem para os termos difusivos e de pressão. O regime é permanente. As
soluções numéricas mostram que a geometria do convergente pode variar em até
2,5% os coeficientes de empuxo e de descarga, com pouca variação do impulso
específico. O raio de curvatura na garganta na parte do convergente é o fator de
maior impacto no empuxo, seguido da inclinação do convergente. Já o raio de
curvatura na transição da câmara de combustão/plenum para o convergente tem
efeito pouco significativo.
Palavras-chave: Bocal convergente-divergente. Tubeira. Verificação. Validação.
Dinâmica dos fluidos computacional (CFD).<br>Abstract: Rocket engines are propellers with high consumption rates of propellants. In
launch vehicle the weight of propellant is generally in the range of 80% to 90% of its
total weight. Heavy payloads require more propellant mass which means more
structure and larger total vehicle weight. This motivates researches to improve the
performance of rocket engines, and the development of high performance nozzles.
The literature is extensive on methods to obtain divergent nozzle profile to generate
maximum thrust, or the evaluation of the influence of the radius of curvature at the
throat, among others. However there are relatively few studies about the effect of the
convergent section of a nozzle to generate high thrust. This work numerically
evaluates the influence of the convergent section on the coefficient of thrust, specific
impulse, and the discharge coefficient of nozzle operating in a vacuum. Two nozzles
are used to validate the numerical solution, which experimental results are available
in the literature. The geometry of the convergent tested are part of nozzles who have
the same throat radius and radius of curvature at the throat in the divergent region,
same divergent section length and same area ratio at the inlet and at outlet of the
nozzle. The fluid used is air, modeled as thermally perfect, but calorically imperfect.
The physical model considers the solution of the Euler equations and adiabatic walls.
The profile is axisymmetric in generalized coordinates and the mesh generated in the
discretization is structured. The finite volume method is used for discretization of the
equations that represent the phenomenon. The approach to convective terms is first
order and second order for the diffusive terms and pressure. The regime is steady.
The numerical solutions show that the geometry of the convergent may vary by up to
2.5% coefficients of thrust and discharge, with little variation in specific impulse. The
radius of curvature at the throat of the convergent is the biggest factor in thrust,
followed by the slope of the convergent. The radius of curvature at the transition from
the combustion chamber / plenum to convergent has little significant effect.
Key-words: Convergent Divergent Nozzle. Nozzle. Verification. Validation.
Computational Fluid Dynamics (CFD).
13
Izola, Dawson Tadeu. "Investigação da indução de engasgamento em tubeira DeLAVAL para motor-foguete por intermédio do prolongamento da garganta." Universidade de São Paulo, 2013. http://www.teses.usp.br/teses/disponiveis/18/18148/tde-16022018-143941/.
Full textAbstract:
A condição ótima de funcionamento de uma tubeira em um motor foguete com escoamento isentrópico, implica que a velocidade na garganta (seção de menor área) seja equivalente à velocidade do som local, condição de Mach 1 e bocal engasgado. Pode-se alcançar essa condição reduzindo a área da seção do escoamento até a área crítica, velocidade sônica. Após a garganta acontece a expansão e se alcança velocidades supersônicas no divergente. Para manter a condição de Mach 1 na garganta em motores foguetes, trabalha-se com pressões superiores à necessária para se engasgar o bocal. Isto ocorre porque tenta-se compensar instabilidades ou variações de volumes produzidos na combustão ou queima. Usando uma pressão de trabalho maior, impõe-se que a condição de Mach 1 fique mantida durante toda a queima do combustível, isso implica em usar tubos mais resistentes à pressão e maior massa do tubo-motor. Observou-se experimentalmente que em algumas situações construtivas se podem modificar a pressão e temperatura necessárias para engasgar o bocal aumentando o comprimento da garganta. O comprimento do estrangulamento pode estabelecer uma condição para formação e evolução da camada limite e esta condição restringir a área nominal, modificando o regime do escoamento. Um equipamento especialmente desenvolvido para esse ensaio compara resultados de cinco modelos de motores, divididos em dois grupos, cada grupo com áreas de entrada, garganta e saída iguais, porém com comprimentos diferentes de garganta. Em análise experimental, observou-se que a pressão de trabalho e a temperatura são influenciadas pelo comprimento da garganta, interferindo na relação entre as pressões internas e de garganta e apresentando condições de engasgamento mensuráveis. Essas medidas foram conduzidas no presente estudo de doutorado.<br>The optimum operational condition of a rocket motor nozzle with isentropic flow implies that the velocity at the throat (the section with smallest area) is equivalent to the speed of the local sound. This speed is also called Mach 1 and it is said that at this condition the nozzle is choking. One can achieve this condition by reducing the cross-sectional area of the flow to the critical area resulting in a sonic speed. Beyond the nozzle throat, in the divergent section of the motor, flow expansion occurs and reaches supersonic speeds. To maintain the condition of Mach 1 at the throat, higher pressures than the one necessary to choke the nozzle are applied. This practice is done in order to compensate for jitter or variations of volumes produced in the combustion process. Using a higher operating pressure guarantees that a Mach 1 speed is maintained throughout the combustion process. Consequently, due to this higher operating pressure, more resistant tubes are needed to withstand this higher pressure and an increase in the motor weight is inevitable. It was observed experimentally that some constructional modifications of the motor can alter the pressure and temperature required for choking. This was noted with increasing the bottleneck length of the nozzle throat which was able to establish a condition for the formation and evolution of the boundary layer, restricting the nominal area and thus modifying the flow regime. In this study, the results of five engine models are compared using a specially designed equipment. The rockets were divided into two groups, each with equal inlet, throat, and exit areas, but having different throat lengths. In experimental analysis, it was observed that the working pressure and temperature are influenced by the length of the throat, interfering in the relationship between the internal pressures and throat presenting measurable choking conditions which were conducted in this doctorate thesis study.
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Oliveira, Fábio Silva de. "Estudo de materiais para fabricação de bocais de motor de foguete a propelente híbrido." reponame:Repositório Institucional da UnB, 2013. http://repositorio.unb.br/handle/10482/14083.
Full textAbstract:
Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013.<br>Submitted by Albânia Cézar de Melo (albania@bce.unb.br) on 2013-09-04T16:16:21Z
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2013_FabioSilvaOliveira.pdf: 4935092 bytes, checksum: 99b86e53564807eacc9cf32045f75553 (MD5)<br>Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2013-09-05T14:04:48Z (GMT) No. of bitstreams: 1
2013_FabioSilvaOliveira.pdf: 4935092 bytes, checksum: 99b86e53564807eacc9cf32045f75553 (MD5)<br>Made available in DSpace on 2013-09-05T14:04:48Z (GMT). No. of bitstreams: 1
2013_FabioSilvaOliveira.pdf: 4935092 bytes, checksum: 99b86e53564807eacc9cf32045f75553 (MD5)<br>O bocal do motor de foguete a propelente híbrido, responsável pela aceleração dos gases da combustão, está sujeito a elevadas temperaturas (cerca de 2000 °C) requisitando o emprego de materiais ou técnicas que permitam o trabalho em tais condições, sem resultar na falha do motor durante o seu funcionamento. A solução proposta neste trabalho é o
emprego de ligas de CuCr na fabricação de bocais. A escolha deste material se deve ao fato do mesmo apresentar elevada condutividade térmica, resistência à corrosão e boa resistência mecânica, além de baixo custo e facilidade de fabricação de bocais comparada com tubeiras de carbono-carbono. Porém, o seu ponto de fusão, entorno de 1080°C, é inferior à temperatura dos gases quentes. Para solucionar este problema, foram estudados
revestimentos cerâmicos para atuar como barreira térmica. Neste estudo bocais de CuCr foram fabricados e posteriormente revestidos com zircônia estabilizada com ítria pelo processo de pulverização térmica. Testes em bancada foram realizados nos bocais, com e sem revestimento, para avaliar o desempenho em exercício. Testes com bocais de carbono-
carbono e grafite também foram realizados para comparação, uma vez que estes são o estado-da-arte na aplicação em foguetes sólidos. Os bocais de CuCr com revestimento cerâmico apresentaram desempenho satisfatório, tornando-se candidatos para futuras aplicações associado ao processo de refrigeração regenerativa com óxido nitroso. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT<br>The nozzle of the hybrid propellant rocket motor, responsible for accelerating the combustion gases is subjected to high temperatures (around 2000 ° C) requesting the use of materials and techniques to work under such conditions without resulting in failure of the
motor during operation. The solution proposed in this work is the use of CuCr alloys in manufacturing nozzles. The choice of this material is related to its high thermal conductivity, good corrosion resistance and mechanical strength, low cost and easy
fabrication compared to carbon-carbon nozzles. However, its melting point around 1080 °C, is lower than the hot gases temperature. For solving this problem, ceramic coatings were studied to act as a thermal barrier. In this study, CuCr nozzles were manufactured and subsequently coated with yttria stabilized zirconia by the thermal spray process. The
experiments in test bench were carried out in the nozzles, with and without coating, to evaluate their performance. Tests with carbon-carbon and graphite nozzles were also carried out for comparison, since they are the state-of-art in the application in solid rockets.
The CuCr nozzles with ceramic coating exhibited satisfactory performance, becoming a future candidate for applications associated with regenerative cooling process with nitrous oxide.
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Binda, Ricardo Vieira. "Estudo dos fatores que influenciam a predição de vida útil de motor-foguete sólido." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2015. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=3180.
Full textAbstract:
Motores foguetes a propelente sólido de um artefato militar (Sistema Balístico Ar Terra, SBAT 70mm) foram utilizados em estudo comparativo de envelhecimento natural e acelerado confinados, semi e abertos. Sendo que um deles, além do tempo (10 anos) em estocagem em paióis da FAB-Força Aérea Brasileira, ainda foi submetido a um programa de envelhecimento acelerado. Após este processo de envelhecimento artificial dos motores ter sido concluído, os foguetes do artefato foram desmontados sendo então retiradas amostras dos grãos propelentes sólidos compósitos as quais foram conduzidas para análises físico-químicas pela aplicação de técnicas de análise térmica, mais especificamente, termogravimetria (TGA) e calorimetria exploratória diferencial (DSC). Concomitantemente, amostras do grão propelente sólido não confinadas também foram submetidas a ciclos de envelhecimento artificial semelhante ao do motor. Estas amostras apresentaram mudanças nas propriedades térmicas semelhantes àquelas encontradas na literatura para as amostras não-confinadas. Essas mudanças, caracterizadas principalmente pelas propriedades energéticas, indicam que o compósito instalado no motor tem uma vida útil pré-determinada que leva em conta os parâmetros balísticos de projeto do motor correspondente, sendo a principal delas o desempenho em voo. Observou-se uma queda na variação de entalpia (?H) da fase exotérmica da curva DSC de amostras do grão o que indica possíveis alterações na performance do motor, especialmente um aumento do Erro Circular Provável (CEP), que é o principal parâmetro de qualificação do artefato impulsionado pelo motor estudado nesta pesquisa. Da mesma forma, houve uma queda do valor absoluto da energia de ativação (Ea) na decomposição térmica do material envelhecido. Ainda foram realizados ensaios de natureza mecânicas de formulação semelhante à utilizada no motor do SBAT, envelhecida artificialmente sob diferentes condições. Foram avaliadas as seguintes propriedades mecânicas: resistência máxima à tração, módulo elástico ou de Young, alongamento na região elástica, alongamento de ruptura e dureza. Verificou-se uma variação nas propriedades mecânicas com o incremento de temperatura e tempo de envelhecimento acelerado, o que indica um possível aumento na densidade de ligações cruzadas nas amostras estudadas. O processo de envelhecimento do grão é intrínseco às suas matérias primas e processamento de obtenção.
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Lessa, Jusceline Sumara. "Otimização de parâmetros de desempenho propulsivo e estrutural do motor foguete a propelente sólido." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2009. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2335.
Full textAbstract:
A otimização de parâmetros de desempenho de motores foguetes, utilizados principalmente em veículos lançadores de satélites, é de fundamental importância quando se deseja o lançamento de satélites, sejam em órbitas equatoriais, polares ou geoestacionárias. A necessidade de desenvolvimento de um booster a propelente sólido, para compor o primeiro estágio do lançador denominado VLS-BETA, originou a presente proposta de trabalho. Um estudo específico sobre este motor, no sentido de otimizar os principais parâmetros de desempenho, é necessário para definição da configuração do veículo, bem como o estudo de trajetografia e otimização de outros subsistemas do veículo. O resultado do levantamento das tecnologias disponíveis, dos meios materiais e dos softwares para simulação numérica é utilizado neste trabalho, com enfoque na definição e otimização dos parâmetros de desempenho de um propulsor de 40 t de propelente. São apresentados resultados por meio de gráficos, utilizados posteriormente para análise e discussão. Os principais parâmetros otimizados são: composição e geometria do bloco propelente, geometria da tubeira e massa estrutural dos componentes do MFPS, ou seja, envelope do motor, tubeira, proteções térmicas e ignitor.
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Porto, Bruno Ferreira. "Projeto do conjunto rotor de uma turbobomba de um motor foguete de propulsão líquida." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2011. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=3071.
Full textAbstract:
A utilização de motores foguete de combustível líquido em lançadores espaciais oferece muitas vantagens sobre seus homólogos sólidos: maior impulso específico, a possibilidade de re-ignição em vôo e o controle da magnitude do vetor empuxo. No entanto, os motores foguete líquidos são tecnicamente mais complexos do que os foguetes a propelente sólido. Nas atividades espaciais brasileiras, apenas motores foguetes sólidos tem sido utilizados em foguetes de sondagem e também no Veículo Lançador de Satélites (VLS). No Programa Espacial Brasileiro, o Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), órgão responsável pelo desenvolvimento de foguetes, está desenvolvendo a tecnologia de motores foguete de propelente líquido para ser usada em lançadores de satélites no futuro. Tanques pressurizados ou turbobombas são utilizados para injetar o combustível e o oxidante na câmara de combustão, superando as perdas de pressão no resfriamento, válvulas, linhas de alimentação e injetores. Motores mais eficientes requerem maior pressão de câmara de combustão e só turbobombas podem fornecer pressões altas o suficiente para as linhas de alimentação. Estes sistemas operam em velocidades muito elevadas e sofrem intensas cargas dinâmicas. Portanto, o comportamento dinâmico do rotor deve ser avaliado ainda durante a fase de concepção. Esta dissertação encontra-se no âmbito dos esforços do IAE / ITA, a fim de desenvolver conhecimentos e recursos humanos na área de motores foguete de propelente líquido. Neste trabalho, uma unidade de turbobomba foi projetada para um motor de foguete de propelente líquido hipotético com 75kN de empuxo no vácuo. Também foi desenvolvido um programa de elementos finitos utilizando MATLAB considerando o eixo flexível com discos rígidos para analisar o comportamento dinâmico do rotor e dos mancais. Resultados clássicos de dinâmica de rotores, como diagrama de Campbell, modos de vibração e modos de giro foram calculados. Um valor de desbalanço típico para este tipo de sistema foi designado para o rotor e o efeito da distribuição de massas de desbalanceamento nos discos (bombas e turbinas) foi analisado. A análise indicou um rotor com vibrações laterais excessivas. Novas configurações do projeto foram criadas e analisadas com facilidade até uma configuração que atendesse aos requisitos de deslocamento foi encontrada.
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Monteiro, Ronei Ramos. "Vulnerabilidade de motor-foguete a propelente sólido em relação ao impacto balístico (arma de fogo)." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2007. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=468.
Full textAbstract:
Motores-foguete a propelentes sólidos (MFPS) empregados na propulsão de artefatos bélicos, entre outros, são vulneráveis a estímulos externos, especialmente impactos balísticos por projéteis ou fragmentos se deslocando a altas velocidades. O impacto de um determinado projétil às altas velocidades, contra um motor-foguete carregado com propelente sólido, pode provocar reações do tipo detonação/deflagração comprometendo a segurança pessoal e material de missões operacionais das Forças Armadas Brasileiras. Baseado em procedimentos normatizados, foram realizados ensaios de impacto balístico com munição de calibre 12,7 x 99 mm (0.50) contra motores-foguete (MFPS) carregados com dois tipos de propelentes sólidos os quais integram o Sistema Bélico Ar-Terra (SBAT-70). Os resultados encontrados nestes ensaios de impacto balístico contra tubos motores-foguete de alumínio, carregados com propelente sólido do tipo base-dupla (BD) apresentaram, no total de testes conduzidos, 50% de reação do tipo deflagração e 50% de não reação. Quando carregado com propelente sólido do tipo compósito, nas mesmas condições de ensaio, 94% dos motores-foguete (MFPS) desenvolveram reação de deflagração e 6% de não reação. Esses resultados sugerem a troca do "case" metálico do tubo motor-foguete por um de material compósito principalmente nos tubos motores-foguete carregados com propelente sólido do tipo compósito, bem como recomenda o uso do propelente base dupla (BD) nos motores-foguetes de 70 mm, visando maior segurança operacional.
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Pereira, Gabriel Costa Guerra. "Projeto de câmara de combustão de motor foguete de 55kN a etanol e oxigênio líquido." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2010. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=3065.
Full textAbstract:
O presente trabalho descreve uma metodologia para cálculo de câmara de combustão de motor foguete a propelente líquido baseado essencialmente na experiência russa. A câmara de combustão projetada é adequada para estágios superiores de foguete e seu desenvolvimento foi focado nas características do motor russo 8D719. Inicialmente é feito um estudo sobre o motor utilizado como referência no projeto e são efetuados os cálculos dos principais parâmetros do motor com 55kN de empuxo, pressurizado por turbobomba (ciclo aberto) e alimentado pelos propelentes etanol e oxigênio líquido, no qual a câmara de combustão projetada se insere. Basicamente, o projeto abrange o dimensionamento geométrico da câmara de combustão incluindo seu sistema de refrigeração regenerativa, a determinação do fluxo de calor ao longo de seu invólucro e a estimativa de sua capacidade de carga. Para dimensionamento da câmara adotou-se as mesmas dimensões da parte cilíndrica do motor 8D719, assim como o número de injetores e o posicionamento desses no cabeçote. Os fluxos de calor são determinados para câmara de parede dupla com canais internos e sua capacidade de carga é estimada levando em consideração apenas os esforços radiais. Os resultados obtidos no projeto estão coerentes com as literaturas utilizadas servindo de base para construção da câmara e validação do projeto.
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Moro, Diego Fernando. "Efeito da geometria do bocal divergente sobre o empuxo de motor-foguete operando no vácuo." reponame:Repositório Institucional da UFPR, 2014. http://hdl.handle.net/1884/36990.
Full textAbstract:
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, 25/08/2014<br>Inclui referências<br>Área de concentração: Fenômenos de transporte e mecânica dos sólidos<br>Resumo: O objetivo deste trabalho foi avaliar o efeito da parte divergente de motores-foguete
operando no vácuo. Para isto, foram realizadas simulações com o código computacional
Mach2D. Nestas simulações o regime de escoamento simulado foi invíscido, de um fluido
compressível, contínuo, não reativo, termicamente perfeito, bidimensional axissimétrico. Foi
avaliado o efeito da parte divergente das 3 seguintes formas: (1) para uma razão de expansão
fixa e comprimento do divergente fixo (envelope fixo), (2) para uma razão de expansão
variável (com ângulo cônico equivalente variando de 10 a 30°) e comprimento do divergente
fixo e (3) para uma razão de expansão variável e comprimento do divergente livre (foram
simulados 3 comprimentos de tubeira diferentes: 196,08; 215,63 e 235,56 mm). Os dados de
entrada da tubeira foram os mesmos utilizados na validação do código computacional, dados
obtidos de um artigo de uma equipe do Jet Propulsion Laboratory (JPL) da NASA (National
Aeronautics and Space Administration): escoamento de ar aquecido com pressão de
estagnação de 17,25 bar, temperatura de estagnação de 833 K, razões de compressão e
expansão de 9,76 e 6,63 respectivamente e ângulos do convergente e divergente de 44,88 e
15,11° respectivamente. Também, foram testados e analisados 7 diferentes geometrias de
divergente de motores-foguete utilizados em espaçomodelos, os motores testados utilizam
pólvora negra como propelente e tubeiras feitas em cerâmica. As razões de expansão
experimentais médias foram de: 1,1; 1,4; 2,0; 2,8; 5,6; 18; 6,4, as primeiras 5 tubeiras são
cônicas, a penúltima é parabólica tipo corneta (padrão do fabricante) e a última é parabólica
tipo sino. Analisando os resultados das simulações, o melhor tipo de geometria para um
envelope fixo é a logarítmica, existe uma razão de expansão que resulta em empuxo ótimo no
vácuo e o ângulo equivalente cônico ótimo é de 20°, e segundo as análises dos motoresfoguete
de espaçomodelos, os gases atingem expansão ótima independente da razão de
expansão utilizada (o erro é de no máximo 2%).
Palavras-chave: Motores-foguete. Espaçomodelos. Efeito do divergente. Dinâmica dos
Fluidos Computacional. Propulsão de foguetes.<br>Abstract: The objective of this work was the evaluation of the effect of the divergent part of
rocket engines working at the vacuum. For that, numerical simulations were performed using
the Mach2D software. At these simulations, the simulated flow type was inviscid, of
compressible gas, continuum, not reactive, thermally perfect, bidimensional axisymmetric.
The effect was analyzed by 3 different ways: (1) with a fixed expansion ratio and fixed length
(fixed envelope), (2) with a variable expansion ratio (with conical equivalent angle of 10° up
to 30°) and fixed length and (3) with a variable expansion ratio and free length (3 different
length were simulated: 196,08; 215,63 and 235,56 mm). The used data at the nozzle inlet were
the same used at the validation of the numerical code, these data were obtained from an article
of a team of the Jet Propulsion Laboratory (JPL) of NASA (National Aeronautics and Space
Administration): heated atmospheric air flow with a stagnation pressure of 17,25 bar,
stagnation temperature of 833 K, compression and expansion ratios of 9,76 e 6,63
respectively and converging and diverging angles of 44,88 e 15,11° respectively. Other work
performed was to test and analyze 7 different types of divergent geometry used in spacemodel
rocket engines, the tested rocket engines used black powder as propellant and the nozzles
were made in ceramic. The experimental average expansion ratios were: 1,1; 1,4; 2,0; 2,8;
5,6; 18; 6,4, the first 5 nozzles used conical divergent, the penultimate one was parabolic
trumpet type and the last was parabolic bell type. Analyzing the simulation results, the best
geometry type for the fixed envelope was the logaritmic, there is na expansion ratio that
results in an optimal thrust at the vacuum and the equivalent conical angle is 20° and by the
analysis of the rocket engines used in spacemodels, the exaust gases reach optimal expansion
independently of the used expansion ratio (the error is up to 2%).
Keywords: Rocket engines nozzle. Rocket Models; Divergent effect. Computational
Fluid Dynamics. Rocket propulsion.
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Santos, Fábio Rezende Prado dos. "Análise de pares propelentes para motor foguete liquido por meio da comparação energética e de massa." reponame:Repositório Institucional da UnB, 2013. http://repositorio.unb.br/handle/10482/19103.
Full textAbstract:
Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013.<br>Submitted by Fernanda Percia França (fernandafranca@bce.unb.br) on 2016-01-05T16:10:41Z
No. of bitstreams: 1
2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5)<br>Approved for entry into archive by Patrícia Nunes da Silva(patricia@bce.unb.br) on 2016-01-07T15:44:02Z (GMT) No. of bitstreams: 1
2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5)<br>Made available in DSpace on 2016-01-07T15:44:02Z (GMT). No. of bitstreams: 1
2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5)<br>Os motores-foguetes líquidos modernos trabalham com diferentes tipos de combustíveis líquidos que fornecem simultaneamente energia e trabalho. Neste ultimo caso, o fluido de trabalho passa através de um bocal com o objetivo de gerar empuxo. A maioria dos motores modernos utilizam como combustível dois propelentes para criar o empuxo. Porem, um único par propelente não satisfaz todas as missões oferecidas por um foguete: algumas missões necessitam da possibilidade de mais carga útil ou um alcance maior. Assim, o melhor combustível e escolhido para cada situação, com base nas exigências especificas do foguete. Quando ha exigências diferentes e contraditórias, que não podem ser tratadas ao mesmo tempo, a escolha do par propelente e conduzida com base em decisões de conciliem as missões primordiais do foguete. Os dois índices básicos que determinam a qualidade do combustível são: a densidade especifica e o impulso especifico. Esses parâmetros influenciam na geração de energia e na massa do conjunto em todo o foguete. Hoje em dia, e necessário considerar também o aspecto ambiental e, por isso, entra como requisito o quanto o combustível pode causar danos não só ao meio ambiente como também aos seres humanos durante o manuseio. Nesse estudo, diferentes pares propelentes são testados para um mesmo modelo de motor, ou seja, com configuração predefinida, de modo que possam ser comparados. Os propelentes mais comuns foram examinados: oxidantes - tetróxido dinitrogênio, oxigênio liquido e AK27 (mistura que contem acido nítrico) e combustíveis - dimetil-hidrazina assimétrica (UDMH) e querosene. Cinco pares propulsores foram formados pela combinação dos componentes citados. Cálculos termogas-dinâmicos e perfis de câmara de combustão e do bocal expansor foram realizados para cada par propulsor. Com base na comparação das características de massa-energia dos pares propelentes formados, e possível avaliar qual e o combustível mais adequado de acordo com a missão. ______________________________________________________________________________________________ ABSTRACT<br>Modem liquid rocket engines operating with different kinds of fuel, which constitutes simultaneously an energy source and source of work. In this last case, the fluid working passes through the cut of a nozzle, producing thrust. Most modem engines use a twocomponent fuel. A single propellant pair does not satisfy all possible missions offered by a rocket. Thus, the best fuel for each situation is chosen based on its specific demands. When there are different and contradictory demands that cannot be addressed simultaneously, the choice of the fuel is conducted on the basis of compromise decisions.The two basic indexes which determine the quality of fuel are: the specific density and the specific impulse. These parameters largely influence the power and the mass descriptions of engine, as well as the whole rocket. Nowadays, environmental concerts are also so important aspects to be considered when it comes to the choice of the best fuel. In this study, different propellant pairs are applied to the same preset engine configuration, so that they can be compared. The most common propellants were examined: oxidants - nitrogen tetroxide, liquid oxygen and AK-27. The fuels analyzed were: the asymmetric dimethyl hydrazine and kerosene. Five propellants pairs were formed by combining the cited components. Thermogasdynamic calculations and combustion chamber’s profiles were made for each propellant pair. Based on the comparison of mass-energy characteristics of the propellant pairs formed, it is possible to evaluate which is the most appropriate fuel according to the mission.
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Santos, Emerson Andrade dos. "Linguagem gráfica aplicada ao controle do banco de testes de um motor foguete a propelente líquido." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2008. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2824.
Full textAbstract:
O presente trabalho tem o objetivo de desenvolver um programa para o controle e aquisição de dados do novo banco de testes de 50 à 100kgf de empuxo de um motor foguete a propelente líquido e prover meios para que o motor funcione de acordo com os parâmetros de projeto. O software LabVIEW foi escolhido para o desenvolvimento do programa devido a sua facilidade de utilização, sua fácil interface com o usuário e pelo fato do laboratório de propulsão líquida do IAE já utilizá-lo no controle e monitoramento do Banco de Testes BT02T . O controle e a aquisição de dados dos ensaios serão feitos automaticamente, e para que o programa atenda aos requisitos de operação do motor foi desenvolvido o sequenciamento de operações do banco de testes para garantir que os vários componentes do sistema operem de forma esperada através do estabelecimento da cronologia dos eventos e de forma segura.
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Ribeiro, Marcos Vinícius Fernandes. "Metodologia de projeto e validação de motores foguete a propelente sólido." Universidade de São Paulo, 2013. http://www.teses.usp.br/teses/disponiveis/18/18148/tde-17052013-145147/.
Full textAbstract:
Propõe-se aqui uma metodologia de projeto aero-termo-estrutural de motores foguete a propelente sólido. O projeto de um motor foguete deve ser realizado com o objetivo de cumprir requisitos de uma missão. Para cada veículo espacial, com uma nova missão, um novo motor pode ser projetado, necessitando para isso de uma série de ferramentas robustas, capazes de compreender todas as combinações de esforços existentes no funcionamento de um motor, sob condições de altas pressões e temperaturas. A metodologia aqui proposta é testada e validada em bancada de ensaios desenvolvida para este fim. Os resultados obtidos mostram que a metodologia utilizada se aproxima bastante dos resultados teóricos e pode ser ajustada por coeficientes de eficiência com grande facilidade.<br>It is proposed here an aero-thermo-structural design methodology for solid propellant rocket motors. The design of a rocket motor must be carried out in order to fulfill requirements of a mission. For each new space vehicle, with a new mission, a new motor can be designed, requiring for it a variety of robust tools, able to comprise all combinations of load existing in the operation of a motor under high pressures and temperatures. The methodology proposed here is tested and validated in bank of tests developed for this purpose. The results show that the methodology is very close to the theoretical results and can be adjusted by coefficients of efficiency with great ease.
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Alves, Alexandre. "Estudo e desenvolvimento de um sistema de injeção centrífugo bipropelente utilizado em motor foguete a propelente líquido." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2008. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2322.
Full textAbstract:
O sistema de injeção de um motor foguete a propelente líquido (MFPL) é considerado uma das partes mais importantes para o perfeito funcionamento do motor. Seus parâmetros fluidos mecânicos influenciam diretamente no comportamento térmico da câmara, por conseqüência na eficiência de combustão, refrigeração do motor e também na estabilidade dinâmica de todo o motor. Esta dissertação propõe uma metodologia de cálculo para dimensionamento de injetores centrífugos líquido-líquido para motor foguete a propelente líquido, validada através da obtenção da geometria de um injetor já conhecido, o injetor do motor russo RD-109. Este trabalho também estuda aspectos experimentais de influência dos canais tangenciais de admissão de fluido no ângulo de cone, distribuição da vazão mássica e razão de mistura, que são os principais parâmetros de desempenho do injetor. O conhecimento prévio desses parâmetros é útil antes da montagem dos injetores no cabeçote, pois conhecendo seu comportamento é possível distribuí-los de maneira a melhorar a resposta dinâmica do sistema e a eficiência de combustão, otimizando os custos de ajustes do motor na fase de testes a quente.
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Barros, Thiago de Moraes. "Simulação experimental do uso de parafina como combustível de sistema propulsivo combinado motor foguete a propelente híbrido / RAMJET." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2014. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=3158.
Full textAbstract:
Os motores foguete a propelente híbrido com combustíveis baseados em parafina podem ser uma tecnologia revolucionária no campo da propulsão aeroespacial. A elevada taxa de regressão da parafina elimina a desvantagem da necessidade de grãos combustível complexos. Esses motores, longe de apenas uma promessa, já foram testados com sucesso em voos tripulados. No futuro, podem ser competitivos em aplicações de turismo espacial e como boosters para veículos lançadores pesados. O uso da parafina é uma grande oportunidade não só em motor foguete. O emprego desse material em ramjets a combustível sólido tem sido tema de investigação por pesquisadores e empresas que já produzem motores foguetes a propelente híbrido. A possibilidade de usar a parafina com eficiência elevada e baixo custo em ramjets e motores foguete estimula sua aplicação em ciclos combinados desses motores, que buscam aproveitar o máximo das vantagens de cada modelo propulsivo em seus envelopes de melhor desempenho. O sucesso da aplicação de ciclos combinados, em particular tendo a parafina como combustível, pode revolucionar em termos de custo o acesso ao espaço e também o cruzeiro atmosférico de elevada velocidade. Para isso, entretanto, cuidadosas investigações experimentais ainda devem responder como se comportam motores foguete e ramjets com propelentes baseados em parafina em ciclos propulsivos combinados. Dentro desse contexto, o presente trabalho apresenta o projeto, a construção e a realização ensaios em uma bancada laboratorial com um motor de variado emprego. A bancada desenvolvida permite o estudo de fenômenos relacionados ao desempenho do motor com queima de parafina em modo motor foguete, em modo ramjet a combustível sólido e, também, em ciclo combinado. De fato, os testes realizados com o motor e a bancada forneceram dados que permitiram o sucessivo ajuste do motor para funcionamento de acordo com as especificações de projeto para o funcionamento com gás oxigênio. Dentre outros parâmetros, dados de empuxo específico e de taxa de regressão da parafina foram levantados. Os resultados mostraram desempenho próximo ao estimado na fase de projeto. A ignição e o funcionamento com ar continuam sendo um desafio que deve ser endereçado em trabalhos futuros por meio do uso de injetores pressure swirl, por meio de aditivos ao grão propelente, pela avaliação do uso de outros tipos de ignitores e, também, através de injeção simultânea de ar com oxigênio.
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Silva, Luís Antonio. "Investigação da distribuição do film cooling em um motor foguete a propelente líquido de 75 kN de empuxo." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2009. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2312.
Full textAbstract:
O presente estudo apresenta uma metodologia de análise do sistema de resfriamento de um motor foguete a propelente líquido e os resultados de uma investigação de um método de resfriamento largamente utilizado em câmaras de combustão, denominado filme de resfriamento ou film cooling, aplicado a um motor de 75 kN de empuxo que utiliza como propelentes oxigênio líquido e querosene. Partindo de um motor cujo filme de resfriamento é formado através da aspersão de combustível dos injetores posicionados na periferia do sistema de injeção, foram analisados experimentalmente dois casos: o primeiro assume que 50% do líquido aspergido pelos injetores periféricos participa da formação do filme de resfriamento; o segundo considera o filme formado apenas pelo líquido que escoa pela parede interna da câmara de combustão. Com a análise dos resultados obtidos de ensaios a frio utilizando o sistema de injeção de um motor modelo em desenvolvimento no IAE (motor L15) realizou-se a validação dos dados teóricos provenientes de cálculos e recomendações fornecidas por especialistas do Moscow Aviation Institute - MAI e também o refinamento dos valores para a aplicação nos motores em desenvolvimento do IAE. O parâmetro utilizado para validação e refinamento dos dados teóricos foi a penetração do filme de resfriamento, pois esse parâmetro é de suma importância para que se obtenha uma proteção térmica eficiente internamente à câmara de combustão. Os ensaios a frio confirmaram uma penetração suficiente do filme de resfriamento para o comprimento da câmara de combustão do motor estudado.
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Melo, Hugo Henrique Tinoco [UNESP]. "Análise dos sprays de jatos de injetores de motor foguete utilizando um sistema de processamento digital de imagens." Universidade Estadual Paulista (UNESP), 2011. http://hdl.handle.net/11449/97043.
Full textAbstract:
Made available in DSpace on 2014-06-11T19:28:33Z (GMT). No. of bitstreams: 0
Previous issue date: 2011-08-22Bitstream added on 2014-06-13T20:58:28Z : No. of bitstreams: 1
melo_hht_me_guara.pdf: 1759227 bytes, checksum: 3dfd437259b41c05e4944f9e56da28d5 (MD5)<br>Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior (CAPES)<br>A utilização de imagens digitais para extrair informações de objetos tem sido uma solução amplamente empregada em pesquisas científicas e em processos industriais. A contínua redução nos preços de equipamentos, a facilidade do uso de softwares e a simples integração com recursos de informática tem feito que muitos processos migrem para esta solução mais ágil, confiável e econômica. A indústria aeroespacial, que possui uma cadeia de produção não contínua e exige a avaliação de todos os seus componentes para obtenção de um nível de confiança elevado, encontra no emprego do processamento digital de imagens uma solução versátil e eficaz para análise das características de cada componente. Neste trabalho é apresentado um programa, desenvolvido em LabVIEW™, para medição dos sprays cônicos de jatos de injetores de motor foguete utilizando um sistema de processamento digital de imagens para sua análise. São apresentadas também as metodologias até então utilizadas para efetuar este tipo de medida. Os sprays dos jatos são desenvolvidos na saída do injetor, são exibidos visualmente durante o teste hidráulico a frio e tem influência direta no desempenho do motor foguete. A utilização desta nova ferramenta permitiu a realização desta medida de forma automática, com o fornecimento da incerteza de medição em níveis de confiança pré-estabelecido e mostrou-se ser mais exata e precisa que as metodologias anteriores<br>The usage of digital images to extract information from objects has been a solution widely used in scientific research and in industrial processes. The continued reduction in prices of equipment, the facility of software manipulation and the simple integration with computing resources has done many processes to migrate to this more flexible, reliable and economical solution. The aerospace industry, which has a chain of production that is not continuous and requires the evaluation of all its components to obtain a high confidence level, finds in the usage of digital image processing a versatile and effective solution for analysis of the characteristics of each component . This paper presents a program developed in LabVIEW™, to measure the rocket engine conic spray jet by using a digital image processing system for analysis. It is also presented the methodologies previously used to perform this type of measurement. The jet sprays are developed at the exit of the injector, are displayed visually during the cold hydraulic test and it has directly influences on the performance of the rocket engines. The usage of this new tool allowed us to make the measurement automatically with the supply of uncertainty together with a pre-established confidence level and it proved to be more accurate and precise than previous methodologies
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Melo, Hugo Henrique Tinoco. "Análise dos sprays de jatos de injetores de motor foguete utilizando um sistema de processamento digital de imagens /." Guaratinguetá : [s.n.], 2011. http://hdl.handle.net/11449/97043.
Full textAbstract:
Orientador: Fernando de Azevedo Silva<br>Banca: João Zangrandi Filho<br>Banca: Silvana Aparecida Barbosa<br>Resumo: A utilização de imagens digitais para extrair informações de objetos tem sido uma solução amplamente empregada em pesquisas científicas e em processos industriais. A contínua redução nos preços de equipamentos, a facilidade do uso de softwares e a simples integração com recursos de informática tem feito que muitos processos migrem para esta solução mais ágil, confiável e econômica. A indústria aeroespacial, que possui uma cadeia de produção não contínua e exige a avaliação de todos os seus componentes para obtenção de um nível de confiança elevado, encontra no emprego do processamento digital de imagens uma solução versátil e eficaz para análise das características de cada componente. Neste trabalho é apresentado um programa, desenvolvido em LabVIEW™, para medição dos sprays cônicos de jatos de injetores de motor foguete utilizando um sistema de processamento digital de imagens para sua análise. São apresentadas também as metodologias até então utilizadas para efetuar este tipo de medida. Os sprays dos jatos são desenvolvidos na saída do injetor, são exibidos visualmente durante o teste hidráulico a frio e tem influência direta no desempenho do motor foguete. A utilização desta nova ferramenta permitiu a realização desta medida de forma automática, com o fornecimento da incerteza de medição em níveis de confiança pré-estabelecido e mostrou-se ser mais exata e precisa que as metodologias anteriores<br>Abstract: The usage of digital images to extract information from objects has been a solution widely used in scientific research and in industrial processes. The continued reduction in prices of equipment, the facility of software manipulation and the simple integration with computing resources has done many processes to migrate to this more flexible, reliable and economical solution. The aerospace industry, which has a chain of production that is not continuous and requires the evaluation of all its components to obtain a high confidence level, finds in the usage of digital image processing a versatile and effective solution for analysis of the characteristics of each component . This paper presents a program developed in LabVIEW™, to measure the rocket engine conic spray jet by using a digital image processing system for analysis. It is also presented the methodologies previously used to perform this type of measurement. The jet sprays are developed at the exit of the injector, are displayed visually during the cold hydraulic test and it has directly influences on the performance of the rocket engines. The usage of this new tool allowed us to make the measurement automatically with the supply of uncertainty together with a pre-established confidence level and it proved to be more accurate and precise than previous methodologies<br>Mestre
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Marlière, Evandro Rui Condé. "Controle da magnitude do empuxo por injeção de massa na câmara de combustão de motor foguete à propelente sólido." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 1991. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=1826.
Full textAbstract:
Uma grande limitação dos foguetes à propelente sólido consiste na dificuldade de alteração do módulo do vetor empuxo, quando e se necessário, durante a queima do grão. Entre as soluções conhecidas pra resolver este problema encontram-se a utilização de um grão composto de propelentes diferentes, a utilização de uma geometria de grão adequada e a utilização de foguetes auxiliares (e.q. boosters). Estas soluções não significam entretanto um efetivo controle já que não podem ser alteradas durante a queima. Consistem, na sua essência, de uma pré-programação da queima. Um controle efetivo é obtido pela injeção de massa na câmara de combustão, alterando a vazão mássica que flui através da tubeira, as propriedades termodinâmicas do gás produto da combustão bem como outros parâmetros do motor foguete, tendo como resultado a possibilidade de controle do módulo do vetor empuxo quando e se necessário, ou seja, num instante aleatório durante a queima e de reprodutibilidade possível, independente de programação prévia. Este trabalho visa estabelecer primordialmente um equacionamento matemático adequado à obtenção da curva pressão versus tempo de queima durante a queima, sem injeção e com a injeção.
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Duarte, Marcel Vieira. "Projeto e análise por mecânica dos fluidos computacionais de uma bomba centrífuga aplicada a motor foguete a propelente líquido." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2011. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=3054.
Full textAbstract:
Bombas de alta velocidade, i.e., bombas com velocidade angular entre 300 a 6000 rad/s, são largamente empregadas na aviação, mísseis, área naval, indústria petroquímica, plantas de geração de energia como turbinas a gás ou vapor. Por causa das altas velocidades angulares, elas podem ser aplicadas sem a aplicação de redutores em motores foguetes a propelente líquido. O uso de bombas de elevada rotação se deve ao fato das necessidades de obter elevadas pressões (50 a 60 MPa) com pequenas dimensões, reduzida massa e poucos estágios. O objetivo deste trabalho é apresentar uma metodologia de dimensionamento dos principais parâmetros e características de uma bomba utilizada em Motores Foguetes a Propelente Líquido. A partir das dimensões e características energéticas da bomba de oxigênio líquido, é determinado os parâmetros de desempenho, através da dinâmica dos fluidos computacional. A partir dos resultados numéricos gerados pela simulação são propostos melhorias no projeto a fim de melhorar e otimizar a eficiência da bomba através da análise do comportamento do escoamento no interior da mesma. Para geração da malha do volume foi utilizado o programa Gambit. Para simular o escoamento na bomba centrífuga, as equações de Navier-Stokes com condições de contorno adequadas são resolvidas para a geometria tridimensional através do programa comercial de volumes finitos Fluent, assumindo o escoamento permanente, incompressível e sem a presença de gases dissolvidos no líquido. O modelo ?-? foi utilizado para simular a turbulência no escoamento. Baseado nos resultados obtidos como campo de velocidade, distribuição de pressão para diferentes fluxos mássicos foram analisados.
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Gonçalves, Sumaya Caroline Santos. "Fabricação e avaliação de desempenho de combustível a base de parafina e cera vegetal para motor foguete a propelentes híbridos." reponame:Repositório Institucional da UnB, 2013. http://repositorio.unb.br/handle/10482/17502.
Full textAbstract:
Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013.<br>Submitted by Ana Cristina Barbosa da Silva (annabds@hotmail.com) on 2015-01-26T14:50:56Z
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2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5)<br>Approved for entry into archive by Patrícia Nunes da Silva(patricia@bce.unb.br) on 2015-01-30T15:14:05Z (GMT) No. of bitstreams: 1
2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5)<br>Made available in DSpace on 2015-01-30T15:14:05Z (GMT). No. of bitstreams: 1
2013_SumayaCarolineSantosGonçalves_Parcial.pdf: 200954 bytes, checksum: 9a46aff4f035d07551868a45190c7f7f (MD5)<br>O trabalho desenvolvido nesta dissertação diz respeito a um estudo experimental com a finalidade de desenvolver e aprimorar grãos de combustíveis sólidos para foguetes híbridos. A matriz combustível confeccionada neste trabalho é à base de parafina alternativa, derivada de uma cera natural que pode ser encontrada em abundância na região Nordeste do Brasil. Os objetivos principais foram: identificar, caracterizar e avaliar química e fisicamente a parafina alternativa e desenvolver métodos de confecção e ajuste no grão, não tóxico ou explosivo. Os resultados da adição desta cera à matriz sólida de parafina fóssil foram considerados satisfatórios do ponto estrutural e de desempenho, em regime de queima. Desta forma, pode se concluir que ocorreram importantes melhorias nas características gerais do combustível sólido, se comparado com aquele empregado anteriormente a esta pesquisa. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT<br>The work in this thesis is an experimental study in order to develop and improve grains of solid fuels to be used in hybrid rockets.. The matrix fuel confectioned in this work is from alternative paraffin, derived from a natural wax it can be found in abundance in northeastern Brazil. The main objectives were to identify, to characterize and to evaluate chemically and physically the alternative paraffin and to develop methods of preparation and adjustment in the grain, not toxic or explosive. The results of this addition to the solid wax matrix fossil paraffin were considered satisfactory and the structural point of performance, under burning. Thus, it can be concluded that there were significant improvements in the general characteristics of the solid fuel as compared with that previously used for this study.
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Sakai, Paulo Roberto. "Análise da deformação de envelopes motores foguete devido à ação do tratamento térmico." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2005. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2233.
Full textAbstract:
O tratamento térmico, considerado um processo especial, induz deformações em estruturas metálicas tratadas. Este trabalho propõe um método, baseado em técnicas estatísticas aplicadas a dados históricos, que permite visualizar, atestar de maneira significativa e obter uma previsão das variações dimensionais devidas ao tratamento térmico. O método proposto foi aplicado na averiguação das deformações ocorridas na têmpera e no revenimento de envelopes motores S40 e S43, usados correntemente no VLS-1 (veículo lançador de satélites). As variáveis "Diâmetro", "Comprimento" e "Erro de Forma Longitudinal" da região cilíndrica de tais motores foram avaliados antes e após tratamento térmico. Os resultados indicaram uma diminuição de "Diâmetro" e "Comprimento" e um aumento do "Erro de forma longitudinal". Finalmente, o método proposto obteve um intervalo de valores, com um nível de confiança de 95%, que permite o estabelecimento de tolerâncias de projeto para as variáveis trabalhadas, os quais devem ser usados como critérios na aceitação de um envelope motor.
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Heitkoetter, Rafael Fernando. "Análise de fabricação e das proteções térmicas de um envelope-motor S-30 em compósito." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2009. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2337.
Full textAbstract:
O propulsor S-30 é utilizado nos veículos de sondagem VSB-30, VS-30 e Sonda III, do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), é alimentado com propelente sólido e possui envelope-motor fabricado em aço SAE 4140. O presente trabalho tem por objetivo analisar a bobinagem filamentar e as proteções térmicas internas e externas de um envelope-motor S-30 em compósito, para poder ser utilizado nos veículos VSB-30 e VS-30 do IAE. O envelope-motor em compósito visa manter as interfaces com partes já qualificadas dos veículos, como porta-empenas, ignitor, tubeira e dispositivos de carregamento de propelente, com o objetivo de substituir o envelope-motor metálico, mantendo as características propulsivas do propulsor S-30. Neste trabalho, foram realizados os dimensionamentos da geometria e das espessuras dos domos e da parte cilíndrica, análises de bobinagem filamentar usando o software CadWind e análises das proteções térmicas internas e externas. Foram realizadas análises para duas configurações: a primeira para um envelope-motor com aberturas polares iguais, por bobinagem helicoidal geodésica isotensoidal, e a segunda para um envelope-motor com aberturas polares diferentes por bobinagem não-geodésica. A conclusão principal baseada nas análises realizadas para as duas configurações estudadas, proporciona um propulsor S-30 bobinado com melhor desempenho que o S-30 com envelope-motor metálico, em razão da sua menor massa, ou seja, proporciona um maior apogeu para uma mesma carga útil ou uma maior carga útil para o mesmo apogeu.
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Filho, Carlos Lavrado. "Projeto termo hidráulico de um gerador de gás para motor foguete a propelente líquido de ciclo aberto com 75kN de empuxo." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2011. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=3053.
Full textAbstract:
Calculando quinze motores (variando a pressão de câmara e a razão de expansão dos gases) e mais cinco geradores de gás (variando apenas a pressão de funcionamento), propulsionados a LOX e álcool, foi selecionado um motor compatível com o atual motor russo RD109 (LOX e querosene) com os dados numéricos gerados por um algoritmo de cálculo. Uma vez escolhida à pressão de câmara, foi possível dimensionar um motor de 75kN com um gerador de gás que alimenta uma turbo bomba com funcionamento de ciclo aberto. Neste trabalho, foi estudado um novo tipo de gerador de gás alimentado por injetores de célula única, com duas regiões de queima, com o objetivo de reduzir a formação de fuligem. Com o modelo proposto de gerador de gás foi realizado um estudo estrutural estático, para verificar a espessura mínima da parede da câmara geradora de gás.
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Palau, José Carlos Fortes. "Avaliação do processo de preparação de superfície de envelope motor foguete para aderência de isolante térmico em aços de ultra-alta-resistência." Universidade de Taubaté, 2011. http://www.bdtd.unitau.br/tedesimplificado/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=269.
Full textAbstract:
O objetivo deste trabalho é avaliar o processo atual de preparação de superfície para aderência de isolantes térmicos em envelopes motores foguetes de 1.000 mm de diâmetro, visando sua utilização no aço Maraging 18Ni300, tendo como parâmetros de comparação a rugosidade superficial e a resistência mecânica adesiva, obtida atualmente na interface colada metal/isolante térmico do aço 300MESR. Para isso, foram realizados experimentos de campo, com uma abordagem quantitativa, por meio da medida de rugosidade (Ra) nas superfícies de amostras de aços, submetidas a tratamento superficial mecânico de jateamento abrasivo a seco com granalha de aço de perfil angular, sendo posteriormente selecionadas e utilizadas como substrato em juntas adesivadas que, por fim, foram submetidas a ensaio mecânico de cisalhamento, para verificação da resistência mecânica adesiva. A utilização de métodos de análise estatísticos (análise de variância, teste de tukey, intervalo de confiança) aplicados aos dados coletados, permitiram estabelecer, para o processo atual uma faixa de resistência mecânica adesiva para cada aço pesquisado. Os resultados obtidos confirmam, com boa margem de segurança, que o processo atual de preparação de superfície para aderência de isolantes térmicos pode ser aplicado ao aço Maraging 18Ni300, sem que ocorra perda significativa de resistência mecânica adesiva na interface colada metal/isolante térmico.<br>The aim of this work is to evaluate the current process of preparing the surface for adherence of thermal insulation in rocket motor of 1,000 mm diameter, seeking their use in Maraging18Ni300 steel, taking as parameters comparison the of surface roughness and mechanical adhesive strength obtained, currently, in the bonded interface metal /heat insulator 300M-ESR steel. A field experiment was conducted with a quantitative approach, by measuring surface roughness (Ra) on the surfaces of steel samples, subjected to mechanical surface treatment of dry abrasive blasting, with steel shot with angular profile and which were, subsequently, selected and used in bonded joints that were finally submitted to mechanical shear tests to verify the mechanical adhesive strength. The use of statistical methods of analysis (variance analysis, Tukey test, confidence interval), applied to selected data, allowed to establish for the current process, a range of mechanical adhesive strength for each steel investigated. The results confirm, with a good safety margin, that the current process of preparing the surface for adhesion of thermal insulation can be applied to the Maraging18Ni300 steel, without significant loss of mechanical adhesive strength in the metal /heat insulator bonded interface.
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Sakai, Paulo Roberto [UNESP]. "Caracterização de juntas soldadas em PAW e GTAW de chapas finas em aço maraging 300 submetidas a vários reparos." Universidade Estadual Paulista (UNESP), 2015. http://hdl.handle.net/11449/132887.
Full textAbstract:
Submitted by PAULO ROBERTO SAKAI null (prsakai@yahoo.com.br) on 2016-01-15T12:06:37Z
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CARACTERIZAÇÃO DE JUNTAS SOLDADAS EM PAW E GTAW DE CHAPAS FINAS EM AÇO MARAGING 300 SUBMETIDAS A VÁRIOS REPAROS.pdf: 16627185 bytes, checksum: 4b08baddd60bec8be8acf6956cc8e2ee (MD5)<br>Approved for entry into archive by Ana Paula Grisoto (grisotoana@reitoria.unesp.br) on 2016-01-15T12:54:59Z (GMT) No. of bitstreams: 1
sakai_pr_dr_guara_int.pdf: 16627185 bytes, checksum: 4b08baddd60bec8be8acf6956cc8e2ee (MD5)<br>Made available in DSpace on 2016-01-15T12:54:59Z (GMT). No. of bitstreams: 1
sakai_pr_dr_guara_int.pdf: 16627185 bytes, checksum: 4b08baddd60bec8be8acf6956cc8e2ee (MD5)
Previous issue date: 2015-12-18<br>Este trabalho tem como objetivo caracterizar mecanica e metalograficamente, juntas soldadas de chapas finas em aço Maraging 300, submetidas a até três reparos, usadas na fabricação de envelopes motores foguete a propelente sólido desenvolvidos no Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) em atendimento às necessidades de sua gama de lançadores. O envelope motor atua como elemento estrutural e também possui a função primária de suportar a pressão de trabalho durante a queima do propelente. Atualmente, o envelope motor é fabricado em aço 300M-ESR e o IAE tomou a decisão de substituí-lo pelo aço Maraging 300. Em função dos processos existentes no Instituto, neste trabalho utilizaram-se os processos de soldagem Plasma Arc Welding - PAW com a técnica keyhole e Gas Tungsten Arc Welding - GTAW, ambos em passe único, com metal de adição. Antes de serem submetidas aos ensaios, as juntas passaram por inspeção não destrutiva de acordo com os critérios da norma AWS D17.1. Os reparos foram feitos de forma manual e processo GTAW. Amostras da junta soldada e reparadas foram submetidas a ensaios de tração, dureza Vickers (HV) por microindentações, análises químicas, análises metalográficas e fractográficas. Corpos de prova dos cordões adjacentes aos reparos também foram avaliados. Os resultados mostram que após a solda e reparos e o tratamento térmico de solubilização e envelhecimento, a zona fundida e a região da linha de fusão da solda apresentam uma dureza abaixo das outras regiões afetadas termicamente. Para as condições da solda sem reparo e reparadas, o processo PAW apresentou um valor menor de dureza em todas estas regiões com relação ao processo GTAW. As análises da superfície dos corpos de prova soldados rompidos indicam o predomínio de um processo de ruptura iniciado próximo à linha de fusão da solda e que se propaga em direção ao interior do cordão. A natureza da fratura mostrou o domínio da formação de alvéolos (dimples). Os corpos de prova soldados GTAW apresentaram uma resistência mecânica mais alta do que os do processo PAW. Igualmente, os corpos de prova soldados PAW obtidos dos cordões das regiões adjacentes aos reparos tiveram valores de resistência inferiores. Embora os valores de resistência mecânica das juntas soldadas submetidas a até três reparos no mesmo ponto tenham apresentado grande variabilidade, não há indicativo de diminuição da resistência com relação a junta sem reparo.<br>This work aims at mechanic and metallographic characterization of Maraging 300 welded joints sheets, submitted to up to three repairs, used for the fabrication of solid propellant rocket motors at the Institute of Aeronautics and Space – IAE as to comply with its range of launchers. The rocket motor is a structural part and also has the primary function of supporting the nominal pressure during the propellant burning. At present, the rocket motor is fabricated in 300M-ESR steel and IAE has decided to replace such a steel for the Maraging 300 one. Due to IAE’s existing processes, Plasma Arc Welding – PAW with the keyhole technique and the Gas Tungsten Arc Welding – GTAW have been used, both single-pass welding with filler. Before they have been submitted to the tests, the joints went through non-destructive inspection according to AWS D17.1 Standard. Manual repairs and GTAW process have been made. Samples of the welded and repaired joints were submitted to tensile testing, Vickers hardness, chemical analysis, fractrographic and metallographic analysis. Body tests of the beads adjacent to the repairs have also been assessed. Results show that after welding, repairs and solubilization and aging heating treatment, the melted zone as well as the weld joins lines zone present hardness below other heat affected zones. As for the conditions of the non-repaired and repaired welds, the PAW process has demonstrated lower hardness values in all zones in what regards the GTAW process. The welded and fractured body tests surfaces analysis indicate the predominance of a fracture process started next to the weld joins lines which goes towards the bead interior. The nature of the fracture has shown the predominance of dimples. The GTAW welded body tests presented higher mechanical strength than that of the PAW process. Similarly, the PAW welded body tests obtained from the beads of the zones adjacent to repairs presented lower strength values. Although the mechanical strength values of the welded joints submitted to up to three repairs in the same point have shown great variability, there is no indication of strength decrease regarding the non-repaired joint.
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Watanabe, Andre Luiz. "Projeto e simulação computacional dos reguladores de empuxo e de razão de mistura de um motor-foguete a propelente líquido por meio da técnica de grafos de ligação." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2007. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2316.
Full textAbstract:
O presente trabalho visa simular o funcionamento de uma válvula reguladora de empuxo e uma válvula reguladora da razão de mistura de um motor foguete a propelente líquido. Para tanto, são feitos primeiramente uma explanação do funcionamento das válvulas reguladoras em questão e, posteriormente, o dimensionamento dos elementos sensíveis, como molas, fole e membrana. Através da técnica de grafos de ligação (Bond Graphs), é montado o grafo de ligação das válvulas reguladoras e realizado a simulação computacional através do software 20-Sim, que é especializado em simular grafos de ligação. Assim, com esta ferramenta de análise de controle, poderemos verificar os requisitos funcionais e operacionais das válvulas reguladoras de controle do empuxo e da razão de mistura dos propelentes.
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Filho, Juraci de Sousa Araujo. "Projeto e análise de desempenho de uma turbina axial utilizada em uma unidade de turbobomba de um motor foguete a propelente líquido na faixa de 55 kN de empuxo." Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2009. http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=2334.
Full textAbstract:
As características de um motor foguete a propelente líquido podem levar a turbina a operar em ciclo aberto ou em ciclo fechado. No caso de um motor que opera em ciclo térmico aberto, a turbina é supersônica, de ação e de admissão parcial. Já para o caso de um motor que opera em ciclo fechado, a turbina é sônica, de reação e admissão total. O uso da admissão parcial leva a turbina a ter altura de pá maior do que no caso da admissão total. Esta característica faz com que o desempenho aumente consideravelmente, pois caso a turbina operasse em admissão total, as perdas por vazamento e secundárias seriam excessivamente altas.
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Gomes, Marc Faria. "Internal ballistics simulation of a solid propellant rocket motor." Master's thesis, Universidade da Beira Interior, 2013. http://hdl.handle.net/10400.6/1980.
Full textAbstract:
In the design and development of solid propellant rocket motors, the use of
numerical tools able to simulate, predict and reconstruct the behaviour of a given
motor in all its operative conditions is particularly important in order to decrease
all the planning and costs.
This study is devoted to present an approach to the numerical simulation of a
given SPRM internal ballistics, NAWC no. 13, during the quasi steady state by
means of a commercial numerical tool, ANSYS FLUENT.
The internal ballistics model constructed in this study is a 2-D axisymmetric
model, based on several assumptions. Among them is the assumption that there
is no contribution of the erosive burning and the dynamic burning in the burning
rate model.
The results of the internal ballistics simulation are compared with the results
found in the bibliographical research, thus validating the model that has been set
up. The validation of the results also allows us to conclude that the assumptions
made in the construction of the model are reasonable.
Suggestions and recommendations for further study are outlined.<br>Na concepção e desenvolvimento de motores foguete sólidos, o uso de ferramentas
numéricas capazes de simular, prever e reconstruir o comportamento de um dado do
motor em todas as condições operativas ´e particularmente importante, a fim de diminuir
todos os custos e planeamento.
Este estudo ´e dedicado a apresentar uma abordagem para a simulação numérica
de balística interna de um determinado motor foguete de propelente sólido, Naval Air
Warfare Center no. 13, durante a fase quasi steady state por meio de uma ferramenta
numérica comercial, ANSYS FLUENT.
O modelo de balística interna construído neste estudo é um modelo axissimétrico
2-D. Tem por base vários pressupostos. Entre eles, está o pressuposto de que não há
contribuição da queima erosiva e da queima dinâmica no modelo da taxa de queima.
Os resultados da simulação balística interna são comparados com os resultados encontrados na pesquisa bibliográfica, validando assim, o modelo que foi construído. A
validação dos resultados também nos permite concluir que os pressupostos assumidos na
construção do modelo são razoáveis.
Sugestões e recomendações para um estudo mais aprofundado são delineadas.
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Fuertes, Carande Francisco Javier. "Motor foguete de combustível sólido." Master's thesis, 2011. http://hdl.handle.net/10400.6/3619.
Full textAbstract:
O objectivo deste projecto é a explicação detalhada do processo de dimensionamento de um motor foguete de combustível sólido.
É feito um estudo dos parâmetros iniciais de cálculo, optimização, dimensionamento do grão, selecção da tubeira e a concepção do sistema de ignição. Além disso, é feito um estudo das actuações do foguete devido às
hipóteses iniciais de simplificação do estudo, assim como o desenho CAD dos
componentes principais do foguete e as suas dimensões finais mais importantes.<br>The objective of this Project is a detailed explanation of the design
process of a rocket engine propelled by solid propellant.
It includes a study of the initial parameters of calculation, optimization,
design of grain, nozzle selection and design of the ignition system.
Furthermore, this Project includes simulation of the performance of the
rocket engine due to the initial assumptions to simplify the study, as well as the
CAD design of the rocket main parts and its final most important measures.
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"Simulação numérica do escoamento em um motor foguete com reação química." Tese, Arquivo URLib de Teses e Dissertações do INPE, 2000. http://bibdigital.sid.inpe.br/rep-/sid.inpe.br/iris@1913/2005/04.11.19.39.
Full text