Análise numérica da influência da velocidade na combustão supersônica em um demonstrador Scramjet

• Ano de defesa: 2020
• Autor(a) principal: Bezerra, Ítalo Sabino Arrais
• Orientador(a): Toro, Paulo Gilberto de Paula
• Tipo de documento: Dissertação
• Tipo de acesso: Acesso aberto
• Idioma: por
• Instituição de defesa: Universidade Federal do Rio Grande do Norte
• Programa de Pós-Graduação: PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA MECÂNICA
• País: Brasil
• Palavras-chave em Português: Scramjet; Combustão supersônica; Injeção transversal; CFD
• Link de acesso: https://repositorio.ufrn.br/jspui/handle/123456789/29948

O sistema de propulsão aspirada baseado em combustão supersônica (Supersonic Combustion Ramjet, ou scramjet), utiliza ondas de choque oblíquas planas ou cônicas para comprimir e desacelerar o escoamento hipersônico de ar em velocidades supersônicas. Testes recentes demonstraram que existe viabilidade na utilização do conceito de combustão supersônica, porém tal tecnologia ainda não é totalmente dominada. O objetivo desta Dissertação de Mestrado é estudar numericamente os efeitos da variação da velocidade do veículo na combustão supersônica de uma mistura hidrogênio / ar atmosférico no combustor do demonstrador scramjet. Foram avaliados dois métodos de injeção transversal (simples e dupla) de combustível e três situações de operação do veículo: nas condições de velocidade de projeto (correspondente ao número de Mach 6,8), em velocidade inferior (correspondente ao número de Mach 6,4) e a uma velocidade superior a projetada (correspondente ao número de Mach 7,2) considerando voo na altitude geométrica de 30 km. Diferentes métodos de injeção de combustível possuem interações de fenômenos particulares e distintos em relação ao escoamento, desse modo, busca-se verificar como a variação das condições de operação do veículo influenciam o comportamento do escoamento, em termos de parâmetros globais e rendimento do processo de combustão. Na modelagem foi considerado escoamento em regime estacionário, ar como gás caloricamente perfeito, mecanismo de cinética química simplificado com 4 espécies e 1 reação química e a turbulência avaliada pelo modelo de transição k-kl-ω. Esquemas de discretização de segunda ordem foram utilizados. São apresentadas curvas de variação de propriedades termodinâmicas e de espécies, visualização de trens de choque, contornos do escoamento e propriedades médias na saída do isolador e do combustor. Revelou-se que houve aumento dos valores das propriedades termodinâmicas (pressão, temperatura e massa específica) e intensificação de trens de choque no isolador com o acréscimo da velocidade de voo. Além disso, houve redução da quantidade de ar admitida no isolador em função de velocidades não operacionais, resultado do afastamento das ondas choque em relação ao bordo de ataque da carenagem. Entretanto, o escoamento manteve-se supersônico na câmara de combustão. Visualizou-se queima espontânea de combustível para todas as condições testadas cujas eficiências médias com injeção simples e dupla obtiveram 10% e 22%, respectivamente.