Análise analítica e numérica do escoamento em um veículo lançador de CubeSats aplicando a tecnologia da combustão supersônica no segundo estágio de propulsão

• Ano de defesa: 2021
• Autor(a) principal: Araújo, Pedro Paulo Batista de
• 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 AEROESPACIAL
• País: Brasil
• Palavras-chave em Português: Combustão supersônica; Propulsão hipersônica aspirada; Scramjet; Hipersônica; Aerodinâmica; Dinâmica dos fluidos computacional
• Link de acesso: https://repositorio.ufrn.br/handle/123456789/45915

Os atuais motores foguetes possuem baixo impulso específico quando comparados com tecnologias de propulsão aspirada. Os motores/veículos aspirados de combustão supersônica são uma alternativa para melhorar a eficiência do acesso ao espaço em um voo dentro da atmosfera terrestre, abaixo dos 60 km de altitude geométrica. Neste trabalho foi realizado uma análise aerodinâmica do modelo conceitual de um veículo/motor de combustão supersônica, scramjet, para operar como um motor propulsor de segundo estágio de um veículo lançador de nanoSats. Foram usadas duas abordagens de engenharia, metodologia analítica e numérica computacional, para realizar a análise preliminar do modelo de scramjet proposto, acoplado ao terceiro estágio de propulsão, na altitude de 20 km com velocidade de voo equivalente a número de Mach 5,8. O ar atmosférico foi considerado como sendo gás caloricamente perfeito e os efeitos viscosos foram inicialmente desprezados em uma análise preliminar. A combustão supersônica foi modelada como um processo de adição de calor ao escoamento, sem injeção de combustível. Nas simulações numéricas foram considerados os efeitos do desenvolvimento da camada limite para verificar a viabilidade aerodinâmica do modelo. Foram otimizados os ângulos da seção de compressão do scramjet, visando atingir a condição de temperatura e número de Mach requeridos na entrada da câmara de combustão, para minimizar os efeitos da geração de entropia e aumentar a eficiência de compressão do veículo. A temperatura requerida na entrada da câmara é a necessária para realizar a autoignição da mistura ar-combustível. Foi avaliado o limite de Korkegi através das ondas de choque oblíquas na seção de compressão e no processo de adição de calor. Ao usar o limite de Korkegi, no projeto analítico preliminar, como um indicativo de entupimento (unstart) do modelo devido a separação da camada limite, provocada pelo gradiente adverso de pressão, buscou-se identificar nas simulações numéricas, considerando os efeitos viscosos, se ocorreria o fenômeno do unstart. As simulações numéricas foram feitas no software comercial ANSYS Fluent usando o modelo de turbulência conhecido como SST de transição (Transition SST). Também foram realizados testes de convergência de malha, validação do experimento numérico a partir dos dados numéricos validados por dados de voo em condições reais do HyShot. As malhas utilizadas, tanto na validação quanto na análise do presente trabalho, possuem equivalentes níveis de refinamento na direção da parede, satisfazendo a condição do modelo de turbulência ( + < 1). Os cálculos analíticos apresentaram boa coerência quantitativa e qualitativa com os resultados das simulações numéricas considerando as mesmas simplificações adotadas no analítico. Uma adaptação do cálculo analítico é proposto para levar em consideração os efeitos da interação do leque de expansão com a onda de choque oblíqua incidente na seção de compressão do scramjet. Os resultados das simulações viscosas indicaram que devem ser feitas melhorias na geometria pois a solução apresentada para evitar o entupimento do modelo reduziu a temperatura na entrada da câmara de combustão, assim como reduziu o fluxo de massa capturado pelo combustor.