Detalhes bibliográficos
| Ano de defesa: |
2010 |
| Autor(a) principal: |
Gabriel Costa Guerra Pereira |
| Orientador(a): |
Não Informado pela instituição |
| Banca de defesa: |
Não Informado pela instituição |
| Tipo de documento: |
Dissertação
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| Tipo de acesso: |
Acesso aberto |
| Idioma: |
por |
| Instituição de defesa: |
Instituto Tecnológico de Aeronáutica
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| Programa de Pós-Graduação: |
Não Informado pela instituição
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| Departamento: |
Não Informado pela instituição
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| País: |
Não Informado pela instituição
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| Palavras-chave em Português: |
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| Link de acesso: |
http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=3065
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Resumo: |
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. |
