Detalhes bibliográficos
| Ano de defesa: |
2023 |
| Autor(a) principal: |
Solano, Alexander Alberto Camacho |
| Orientador(a): |
Toro, Paulo Gilberto de Paula |
| 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: |
Universidade Federal do Rio Grande do Norte
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| Programa de Pós-Graduação: |
PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA AEROESPACIAL
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| Departamento: |
Não Informado pela instituição
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| País: |
Brasil
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| Palavras-chave em Português: |
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| Área do conhecimento CNPq: |
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| Link de acesso: |
https://repositorio.ufrn.br/handle/123456789/57985
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Resumo: |
O conceito de tecnologia scramjet surgiu na década de 1950 como uma solução para as limitações de velocidade de seu predecessor, a tecnologia ramjet. Quase 50 anos após a concepção scramjet, foram realizados os primeiros testes em voo que comprovaram a viabilidade dessa tecnologia. Basicamente, um sistema de propulsão baseado na tecnologia scramjet é um veículo aeroespacial que se desloca pela atmosfera densa terrestre a velocidades hipersônicas. Isso é possível queimando uma mistura de ar capturado da atmosfera e combustível (seja hidrocarboneto ou hidrogênio) em velocidade supersônica no interior da câmara de combustão. Atualmente, a forma mais comum de acesso ao espaço é através de lançadores que utilizam sistemas tradicionais de propulsão, ou seja, foguetes impulsionados por propelentes sólidos ou combustíveis líquidos. Esses veículos requerem estruturas de grande envergadura devido à necessidade de incorporar grandes tanques de propelentes sólidos ou de combustível e oxidante em seu interior. Isso resulta na criação de estruturas volumosas que aumentam os custos de lançamento e, consequentemente, reduzem a capacidade de carga útil. Na Universidade Federal do Rio Grande do Norte (UFRN), desde 2017, professores e estudantes de diversas áreas da engenharia trabalham em conjunto em projetos aero-estruturais aplicados à tecnologia scramjet. Na presente pesquisa realizou-se um estudo conceitual de um demonstrador de tecnologia scramjet projetado para voo ascendente nas altitudes de 21 km, 26 km e 31 km, mantendo velocidade hipersônica constante de 1.950 m/s na atmosfera densa terrestre. Foram aplicadas as teorias analíticas de onda de choque oblíqua, adição de calor (Rayleigh) em um escoamento unidirecional em uma seção transversal com área constante sem adição da massa do combustível, e a teoria da razão de área nas seções de compressão, câmara de combustão e expansão, respectivamente. Essas teorias foram aplicadas considerando-se o ar como um gás perfeito sem os efeitos de altas temperaturas e sem levar em consideração os efeitos viscosos da camada limite. Inicialmente, três veículos foram propostos, para cada altitude: 21 km, 26 km e 31 km. Os ângulos da seção de compressão foram determinados para atender a velocidade supersônica (número de Mach) e à temperatura de ignição do combustível (hidrogênio), considerando-se uma mistura estequiométrica e ignição espontânea, na câmara de combustão. A seção de compressão foi otimizada levando-se em consideração que todas as ondas de choque oblíquas incidentes tinham a mesma intensidade, proporcionando condições de choque on-lip e choque on-corner. A seção de expansão foi otimizada considerando-se que os produtos da combustão tinham a mesma pressão da altitude de voo do veículo. Posteriormente, foi considerada a geometria fixa otimizada para a altitude de 21 km, levando-se em consideração as condições termodinâmicas de voo a 26 km e 31 km. Similarmente, foi realizado o estudo da geometria otimizada na altitude de 26 km em voo nas condições das altitudes de 21 km e 31 km, e o estudo da geometria otimizada na altitude de 31 km em voo nas altitudes de 21 km e 26 km. Os resultados obtidos no caso do demonstrador com geometria fixa nas altitudes de 26 km e 31 km, não possibilitaram a aplicação do estudo analítico à combustão supersônica na câmara de combustão. Primeiramente, foi possível encontrar empuxo não instalado considerando-se o estudo nas condições de projeto com geometrias fixas nas altitudes de voo a 21 km, 26 km ou 31 km. Porém, somente aplicando-se a geometria fixa na altitude de 21 km às condições de voo nas altitudes a 26 km ou 31 km foi possível se estimar, analiticamente, o empuxo não instalado na mesma ordem de grandeza do demonstrador scramjet nas condições de projeto otimizado (geometria fixa) nas altitudes de 26 km ou 31 km, respectivamente. Finalmente, com base nas conclusões do estudo, considerou-se possível indicar que a geometria otimizada para altitude de 21 km pode ser aplicada ao demonstrador scramjet, permitindo seu voo entre as altitudes de 21 km e 31 km, em velocidade hipersônica constante de 1.950 m/s. |
