liquid propellant rocket engine (motor foguete liquido) part8
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Aula 8: resfriamento na câmara de combustão e injetoresTRANSCRIPT
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Universidade Federal do ABC
Aula 8 Resfriamento ablativo e radiativo
Injetores
EN 3255 Propulsão Aeroespacial
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
RESFRIAMENTO ABLATIVO
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Proteção ablativa
• Uma camada de material da câmara de combustão sofre fusão e subsequentemente vaporização.
• Isso gera fluxos de gases relativamente frios na superfície da parede, criando assim uma camada limite que auxilia o processo de resfriamento.
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Proteção ablativa
• Usado em motores de combustível sólido e também com propelentes líquidos a baixa pressão.
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Proteção ablativa
A câmara e o bocal e são revestidos com uma camada de material ablativo.
O revestimento ablativo é composto de resinas e materiais a base de silício (materiais pirolizáveis).
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Proteção ablativa simples
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Elemento ablativo composto
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Modelamento térmico
em direção ao bocal
parede metálica
gases quentes
Gases frios
camada ablativa
ainda intacta
camada com
reação
camada porosa
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Espessura de material ablativo
4,0
5,0
1001ln
2
nsc
p
dawpvr
pvr
p
L
TTCRR
CRR
tkca
Esta expressão é válida para o interior da câmara de combustão e para a garganta.
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Espessura de material ablativo
4,0
5,0
6894761ln
2
nsc
p
dawpvr
pvr
p
L
TTCRR
CRR
tkca
a: espessura da camada ablativa (m) c: fator de correção Rr : fração de massa de resina no material ablativo Rv : fração de massa compostos pirolizados no material ablativo Cp: calor específico a pressão constante dos gases da pirólise (J/kg K) : densidade do material ablativo (N/m3) pg: pressão dos gases no interior da câmara (Pa) k : condutividade térmica do material ablativo (W/m K) t : duração da combustão (s) Lp: calor latente da pirólise (J/N) Taw: temperatura do gás (K) Td: temperatura de decomposição da resina (K)
100 psi
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Ao longo do bocal...
Para outras seções do bocal, pode-se usar a expressão:
xebta0247,05,0
duração da combustão (s)
Razão das áreas no ponto considerado
Constante dependente do
material ablativo
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 1
Calcular a espessura da camada ablativa na garganta em no ponto em que x = 5, após 410 s de queima. Considere um motor com as seguintes características:
c = 1,05 Rr = 0,3 Rv = 0,41 Cp = 1590,98 J/kg K = 1,68847 N/m3
k = 2,72653x10-12 W/m K Lp = 1595,636 (kJ/N) Taw = 2811,11 K Td = 811,11 K (pc)ns = 689476 Pa b = 0,0335
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Resolução
4,0
5,0
6894761ln
2
nsc
p
dawpvr
pvr
p
L
TTCRR
CRR
tkca
4,05,0
3
312-
689476
689476
101595,636
11,81111,281110636,159541,03,01ln
1,68847636,159541,03,0
410)102,72653(205,1
a
cm 2,103a
Espessura da camada ablativa na garganta
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Resolução
Espessura da camada ablativa na garganta em no ponto em que x = 5.
xebta0247,05,0
50247,05,0
5 4100335,0
eax
cm 1,52146in 599,05 xa
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
RESFRIAMENTO RADIATIVO
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Transferência de calor por radiação
Este método é prático apenas para pequenas câmaras ou extensões de bocais, onde as tensões de pressão são mais baixas.
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Modelagem térmica
em direção ao bocal
parede metálica
gases quentes
awT
wgawgc TThq
wgT
.
4
wgTq
radiação
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Modelagem térmica
Igualando o fluxo de calor dos dois lados da parede, temos
Condutividade térmica do gás
Emissividade da parede metálica
Constante de Stefan-Boltzmann
= 5,6704x10-8 J/s m2K4
= 0,3337x10-14 Btu/in2 s oR4
4
wgwgawgc TTTh
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Técnica de projeto
A abordagem de design para o arrefecimento via radiação de é determinar um valor de Twg que satisfaz ambos esta equação e a capacidade estrutural do material da parede usada sob condições operacionais.
4
wgwgawgc TTTh
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Escolha do material
Somente as ligas que suportem por curta duração na gama de temperatura de 1500 K a 2000 K tem sido aplicadas com sucesso ao arrefecimento por radiação.
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Escolha do material
Ligas de molibdênio contendo 0,5 por cento de titânio, ou ligas de tungstênio-tântalo parecem ter resistência suficiente para utilização a 2000 K.
Devido à baixa emissividade, , do molibdênio coloca-se um revestimento de MoSi2 em ambos os lados da parede metálica. Este revestimento também aumenta a resistência contra a oxidação.
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Escolha do material
As ligas de titânio e outras ligas comerciais, tais como Haynes 25, resistem com sucesso a 1500K.
Para regimes mais críticos, usam-se revestimentos de materiais isolantes cerâmicos sobre a superfície da parede do lado do gás.
Desvantagem: fragilidade devido à falta de elasticidade mecânica.
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 2
Um motor foguete tem as seguintes características:
Assumindo-se uma emissividade de 95%, determine a temperatura exterior e o fluxo de calor irradiado.
Taw = 2722,22 K hgc = 7,77658x10-10 W/m2K
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Resolução
Partindo do fluxo de calor radiativo:
4
wgwgawgc TTTh
4-8-10 105,670495,022,2722107,77658 wgwg TT
K 1477,78wgT
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Resolução
O fluxo de calor radiativo vale:
78,147722,2722107,77658 -10 q
2 W/m0,00348319q
wgawgc TThq
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
INJETORES
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Sistemas de injeção
O sistema de injetores tem como função inserir na câmara de combustão do foguete os líquidos (combustível e comburente).
Esse mecanismo é realizado por meio de orifícios cujo efeito é a conversão do propelente em pequenas gotículas em forma de “sprays” por meio do processo de “atomização”.
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Sistemas de injeção
O diâmetro inicial das gotas é dependente da velocidade de queima e está ligado ao comprimento da câmara de combustão.
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Sistemas de injeção
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Tipos de injetores
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Tipos de injetores
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplos de injetores
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplos de injetores
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Oefelein, J. C., and Yang, V., “Comprehensive Review of Liquid Propellant Combustion Instabilities in F-1 Engines,” Journal of Propulsion and Power, Vol. 9, No. 5, Sept.-Oct. 1993, pp. 657-677.
F-1 Engine: Like-on-Like Impinging Doublet
Elements
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Pintle Injector (LMDE)
Dressler, G. A., “Summary of Deep Throttling Rocket Engines with Emphasis on Apollo LMDE,” AIAA Paper 2006-5220
Pintle Injector (LMDE)
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Fuel (Preburner Products) Oxidizer (LOX) SSME: Shear Coaxial
Injector
Lepore, Frank A., “Flow induced vibrations in the SSME injector heads,” NASA CR-184209
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
RD-180 (Russian ORSC Engine) Swirl Coaxial
271 elements, 1722 lbf each, d = 0.5 in
Vasin, A., et al., United States Patent, US 6,244,041 B1, Jun. 12, 2001
Oxidizer (Preburner Products)
Fuel (Kerosene)
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Orifício de injeção
O tamanho do orifício de injeção está relacionado com quantidade de alimentação dentro do injetor.
Um maior volume do orifício permite menor velocidade de passagem e melhor distribuição do fluxo sobre a secção transversal da câmara.
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Orifício de injeção
Já um volume menor ocasiona uma redução no peso do injetor e da quantidade de partículas encontradas após as válvulas principais serem fechadas.
A passagem em alta velocidade causa um fluxo com mais irregularidades através de diferentes orifícios de injeção. Resultado: má distribuição e maior variação na composição do gás local.
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Velocidade de injeção
A relação básica para a velocidade de injeção é dada por
A
wV
Velocidade do jato
Área dos orifícios Densidade do
líquido
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Queda de pressão
Ao atravessar os injetores, o fluido perde parte da pressão. A queda de pressão é dada por
22
2
1
2
AC
w
gC
V
gP
dd
i
“Coeficiente de descarga” (depende do tipo de injetor)
Área total de injeção (todos os orifícios)
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Razão de impulso de injeção
Parâmetro usado no projeto de injetores.
Utilizado para garantir a estabilidade da combustão e desempenho de certas combinações de propelente.
ff
oom
Vw
VwR
Taxa de momento do oxidante
Taxa de momento do combustível
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Razão de impulso de injeção
No projeto de injetores para a combinação oxigênio/hidrogênio, a razão de impulso de injeção varia entre 1,5 e 3,5 para o hidrogênio líquido, e de 0,5 até 0,9 para a injeção de hidrogênio gasoso.
ff
oom
Vw
VwR
Taxa de momento do oxidante
Taxa de momento do combustível
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 3
Determinar
a) A área total de injeção,
b) A velocidade de injeção e
c) A razão de momento
do motor com as seguintes características:
Número de injetores: 700 Tipo: auto-impacto de dois jatos
75,0
MPa 20,265
g/cm 81,0
g/cm 141,1
N/s 3678,68
N/s 8634
3
lcombustíve
3
oxidante
lcombustíve
oxidante
d
i
C
P
w
w
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Resolução
Queda de pressão no oxidante:
2cm 209,032oA
id PgC
wA
2
2
2
1
AC
w
gP
d
i
610265,201141275,0
8634
oA
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
Resolução
Queda de pressão no combustível:
id PgC
wA
2
610265,20810275,0
68,3678
fA
2cm 105,806fA
![Page 47: liquid propellant rocket engine (Motor foguete Liquido) part8](https://reader031.vdocuments.mx/reader031/viewer/2022012405/55736a98d8b42a40208b4e52/html5/thumbnails/47.jpg)
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Resolução
Diâmetro dos orifícios
Para o oxidante:
Para o combustível
mm 4,3688cm 0,1496777002
cm 209,032 22
oo da
mm 3,0988cm 0,07548377002
cm 105,806 22
ff da
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EN3225 Propulsão Aeroespacial
m/s 43,8912)g/cm 81,0)(cm 105,806(
N/s 678,6832
f
ff
f
f VA
wV
Resolução
Velocidade de injeção
Para o oxidante:
Para o combustível
m/s 36,8808)g/cm 141,1)(cm 209,032(
N/s863432
o
oo
oo V
A
wV
A
wV
![Page 49: liquid propellant rocket engine (Motor foguete Liquido) part8](https://reader031.vdocuments.mx/reader031/viewer/2022012405/55736a98d8b42a40208b4e52/html5/thumbnails/49.jpg)
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Resolução
Razão de impulso de injeção
ff
oom
Vw
VwR
)m/s 43,8912)(N/s 3678,68(
)m/s 36,8808)(N/s 8634(mR
97,1mR