liquid propellant rocket engine (Motor foguete Liquido) part11

EN3225 Propulsão Aeroespacial

Universidade Federal do ABC

Aula 11 Alimentação via Turbo-Bombas

1. Parâmetros gerais 2. NPSH e Cavitação

3. Turbinas e Eficiência global

EN 3255 Propulsão Aeroespacial


Quando usar turbobombas?

Nos projetos de motores foguete com

• Empuxo elevado

• Acionamentos de longa duração

o uso de turbobombas resulta em menos massa em comparação com os sistemas pressurizados.

Principal fator: o peso dos tanques de pressurizante.


Função da turbobomba

A turbobomba é um dispositivo que aumenta a pressão do fluido.

Baixa pressão Alta pressão Turbobomba


Função da turbobomba

Como a pressão de entrada é baixa, os tanques de propelente podem ser mais leves.

Em veículos grandes, esta é a principal vantagem do uso de turbobombas.



Carga em uma bomba

A carga de uma bomba é dada pela da equação de Bernoulli.


constante2

2

zg

vp


Carga em uma bomba

Existem quatro tipos de carga no cálculo da carga total dentro e fora de uma bomba:

• A carga de velocidade é devida ao movimento do fluido (energia cinética).

• A carga de elevação é devida ao peso do fluido: a força gravitacional atuando sobre uma coluna de líquido (energia potencial).

• A carga de pressão é devida à pressão estática,que se exerce uma sobre as paredes que contém o fluido.

• A carga de atrito (ou perda) é devida às forças de atrito viscoso que atuam contra o movimento do fluido.

Na literatura em inglês, o termo para

a carga de uma bomba é “head”.


Exemplo: turbobombas da V2


Elementos do sistema de turbobombeamento

1. Bombas de propelentes 2. Turbinas 3. Fonte de energia das turbinas

a) Partida b) Operação normal

4. Sistemas de lubrificação 5. Transmissão mecânica 6. Sensores do sistema de controle 7. Dutos de saída dos propelentes pressurizados 8. Montagem mecânica


Tipos de bombas

• Centrífugas de estágio único

• Centrífugas multiestágio

• Axiais

• Centrífugas com indutor (inducer)


Bombas centrífugas

• Têm uma boa faixa de operação de pressão e vazão.

• Eficientes.

• Projetos de baixa massa.

• Usadas em um grande variedade de foguetes. • Exceção: LH2 a alta pressão e alta vazão.


Bombas Centrífugas de estágio único


Bombas Centrífugas multiestágio

Geram diferenças de pressão mais elevadas.


Bombas axiais

Usadas para bombeamento de fluidos com baixa temperatura e baixa densidade.


Comparação

Imagens mnemônicas comparativas para não esquecer nunca mais.

centrífuga axial


Bombas centrífugas com indutor (inducer)

Axial Centrífuga Turbina

(indutor) multiestágio

Turbobomba do motor M-1.

Ideais para LH2


Redstone A-7 Rocket Engine Turbopump


Sistemas de acionamento

• Direct Drive • A turbina e as bombas compartilham o mesmo eixo

• Com engrenagens (geared)

• Dual • Turbinas separadas para cada bomba


Sistemas direct drive

1.Back to back

2. Turbina entre as bombas

T

T


Sistemas com engrenagens

1. Pancake 2. Off-set

T

T


Sistemas com engrenagens

3. Engrenagem simples

T


Sistemas duais

1.Turbinas em série 2. Turbinas em paralelo

T

T

gás quente

gás quente


Sistemas de alimentação da turbina

Bipropelente T

GG

gás quente



Monopropelente T

GG

gás quente



Tapoff



Topping

GG



Combustão dual


Um caso real

As turbobombas do Atlas MA-5


Um caso real

H&H figura 6.14


Um caso real

H&H figura 6.16

Sistema de transmissão: engrenagens e mancais


PROJETO DE TURBOBOMBAS PARA MOTORES FOGUETE


Performance

O sistema de bombeamento pode afetar o resto do projeto em três aspectos:

1. Peso intrínseco do sistema de bombeamento.

2. Exigência de carga de entrada.

3. Taxa de gases requerido pela turbina.


Performance

Um bom sistema de turbobombeamento é definido como sendo aquele que:

• Permite ao motor principal alcançar o melhor desempenho (impulso específico, empuxo, etc)

• Com o menor peso intrínseco do sistema de bombeamento.


Fator de peso equivalente

EWF – equivalent weigth factor

Definido como a diminuição do peso da carga útil (kg) como uma função da taxa de fluxo da turbina (kg/s).

O EWF é proporcional à razão entre o impulso específico de escape da turbina (Isp)te e o impulso específico da câmara de combustão (Isp)tc.

tcsp

tesp

I

IEWF 1


Peso equivalente

EW – weigth factor

É dado pela soma do peso da turbobomba e o produto do EWF pela a taxa de fluxo de massa da turbina:

Valores típicos de EWF: 5 s-1 para estágios inferiores e 200 s-1 para estágios superiores.

Massa do sistema de bombeamento

Fluxo de massa na turbina


Exemplo 1

Dados os dados das bombas de um motor foguete:

Peso da bomba: 8451,62 N

Fluxo de gás na turbina: 409,236 N/s

EWF = 55 s-1

Determine o peso equivalente das turbobombas por motor.

Resolução:

55236,40962,8451 EW

N 30959,6EW


Parâmetros

1. Propriedades dos propelentes

2. Pressões e vazões

3. Velocidades específicas

4. Carga de sucção positiva (Pump net positive suction head - NPSH)

5. Eficiência das bombas

6. Eficiência da turbina

7. Eficiência do ciclo da turbobomba

8. Integração com o restante do projeto


Propriedades de propelentes líquidos

(dimetil-hidrazina assimétrica)

H&H tabela 6.3


Criogenia - problemas

A baixa temperatura de líquidos criogênicos prejudica os materiais usados na construção de turbobombas

• Selos, rolamentos, lubrificantes, etc.

• Risco de formação de gelo.


Gradientes de temperatura

Combustível: 16 a 88 K

Gases da turbina:

900 a 1200 K


Carga desenvolvida pela bomba

DH – pump developed head

Definida como a diferença entre a carga de saída da bomba e carga de sucção da bomba, e dada por

pH

DD

Pressão que a bomba adiciona ao fluido

Peso específico do fluido


Pressão necessária

Pressão na câmara de combustão + perdas hidráulicas.

As perdas incluem a queda pressão nos injetores, na tubulação de arrefecimento e nas válvulas e tubos de combustível.

Uma margem de pressão adicional é geralmente solicitada para a calibração do sistema.


Uso de curvas características


Coeficiente de carga da bomba

Definido como a razão entre a carga nominal da bomba e a carga teórica máxima de fluxo zero para a entrada axial

Valores típicos: 0,2 a 0,7 para bomba simples e 1,5 a 2,0 para bombas

multiestagiadas.

D

gu

H2

2

Velocidade média no eixo do rotor da

bomba (velocidade nominal de rotação de no ponto de projeto)


Definido como a razão entre a carga nominal da bomba e a carga teórica máxima de fluxo zero para a entrada axial

Velocidade de fluxo da bomba em direção axial no ponto de

projeto

Coeficiente de vazão da bomba

2

2

u

cm2

2A

Qc

proj

m

Área nominal de saída da bomba


Leis de afinidade das bombas

Três expressões que definem as relações entre grandezas de duas bombas.

2

1

2

1

N

N

Q

Q

Q: vazão N: rotação DH: carga

2

2

2

1

2

1

N

N

H

H

D

D3

2

3

1

2

1

N

N

hp

hp


Velocidade específica da bomba

Uma consequência das Leis de afinidade das bombas é a derivação da velocidade específica da bomba:

Este valor estabelece a rotação necessária para produzir o fluxo de uma unidade de massa de propelente por uma unidade de ascensão da carga através do rotor da bomba.

(adimensional) 75,0

5,0

Hg

NQNs

D


Tipos de impulsores


Exemplo 2

As bombas de um motor foguete têm as seguintes características:

Determinar as velocidades específicas das duas bombas.

Bomba Densidade do fluido

Pressão de sucção

Pressão de saída

Vazão Rotação

Oxidante 1143,4 kg/m3 379212 Pa 10,3766 MPa 894,031 kg/s 7000 rpm

Combustível 808,131 kg/m3 310264 Pa 11,859 MPa 404,604 kg/s 7000 rpm


Exemplo 2: resolução

Pressão gerada pela bomba:

Carga gerada pela bomba:

Bomba de oxidante

MPa 9,9974MPa 0,379212-MPa 10,3766 Dp

m 892,2 8,91143,4

109974,9 6

DD

pH



Vazão:

Velocidade específica da bomba:

Bomba de oxidante

/sm0,7824,1143894,031 3oQ

(SI)114,0

2,8928,9

7819,060

7000

75,0

5,0

sN



Pressão gerada pela bomba:

Carga gerada pela bomba:

Bomba de combustível

MPa 55,11MPa 0,310264-MPa 11,859 Dp

m 2,4581 8,9131,088

1054,11 6

DD

pH



Vazão:

Velocidade específica da bomba:

/sm0,5131,808604,404 3cQ

(SI)0632,0

2,14588,9

5,060

7000

75,0

5,0

sN



NPSH: CAVITAÇÃO


A carga na entrada da bomba

A operação contínua do motor foguete cria uma área de baixa pressão na entrada, que leva o fluido a ser admitido na entrada a uma taxa constante.

Entretanto, existem locais dentro da bomba, que ficam sujeitas a pressões estáticas ainda menores do que a pressão de entrada estática.


Cavitação

Se a pressão estática do fluido na entrada da bomba ou quaisquer outras regiões dentro da bomba cair abaixo do da pressão de vapor de fluido, essas regiões apresentam o fenômeno de cavitação.

O fluido passa do estado líquido para vapor na forma de bolhas.


Cavitação

O colapso subsequente (explosão) destas regiões de vapor cria forças de pressão locais, e podem resultar em instabilidades de fluxo e danos substanciais a componentes críticos.

A formação de vapor altera as passagens de fluxo efetivos do fluido e, portanto, afeta seriamente o desempenho normal da bomba.


Evitar a cavitação

A carga positiva de sucção de entrada positiva, (NPSH)a, a montante da bomba, deve que ser maior do que a pressão de vapor.


Condição para o (NPSH)a

Pt: pressão no tanque de propelente.

r : densidade do propelente.

z: diferença de altura da saída do tanque de propelente até a entrada da bomba. Importante: corrigir em função da aceleração do veículo.

Dpf: perdas de carga nos dutos e válvulas.

pv: pressão de vapor do propelente na entrada da bomba.

rrrvft

a

ppz

PNPSH

D)(


NPSH crítico

A carga positiva de sucção de entrada crítica, ou (NPSH)c, é usado para indicar a carga de sucção mínima exigida em função da pressão de vapor de propelente para garantir a supressão da cavitação.

Este valor é definido por convenção, e corresponde a perdas de 2% em geração de carga à velocidade nominal e à vazão de uma determinada bomba.


Pressões abaixo de (NPSH)c

Pressões abaixo do (NPSH)c resulta em pontos de cavitação, que aumentam à medida que a pressão decresce.

Por outro lado, a carga desenvolvida é ainda mais reduzida, afetando a vazão.

Essa variação do fluxo de propelente pode impactar a combustão no motor.


Uso de curvas características


Velocidade específica de sucção

É útil comparar as características de diversos modelos de sucção da bomba em função de um parâmetro de concepção chamada velocidade específica de sucção, o NSS:

(adimensional) 75,0

5,0

c

SSNPSH

NQN


Velocidade específica de sucção

A velocidade específica de sucção está relacionada com a carga de sucção líquida positiva crítica da mesma maneira que a velocidade específica está relacionada com a carga desenvolvida pela bomba.

(adimensional) 75,0

5,0

c

SSNPSH

NQN


Parâmetro de Thoma, t

Coeficiente que descreve características da bomba de sucção.

Este valor é definido como a razão da carga de sucção crítica líquida positiva (NPSH)c e a carga nominal desenvolvido, DH:

333,1

D

SS

Sc

N

N

H

NPSHt


Desempenho

Para um determinado (NPSH)a, as características de sucção da bomba (NSS) determinam a rotação máxima permitida para a vazão de projeto.

Uma bomba de alta NSS ou elevado (NPSH)a permite um número de rotações mais alto, menor peso da turbobomba e, possivelmente, maior desempenho da turbina.

desempenhomaior )(

SS

a

N

NPSH


Regiões de operação

gear drive

direct drive


(NPSH)c de partida

Além do (NPSH)c durante a operação em regime, deve também ser considerado o (NPSH)c na partida – transiente.

Este valor deve ser calculado para gerar a aceleração adequada para que se atinja a velocidade nominal e a taxa de fluxo no tempo desejado.


(NPSH)c de partida

O (NPSH)c da partida depende de

• taxa de aceleração

• sistema de controle do motor

• aceleração do veículo

• efeitos da gravidade

• geometria do duto de sucção de propelente


(NPSH)c de partida

A pressão do reservatório de pressurizante de partida da bomba deve ser suficiente para acelerar e para vencer a resistência hidráulica nos dutos de aspiração.

Além disso, deve fornecer para a bomba o (NPSH)c necessário durante todas as fases de operação do sistema.


Exemplo 3

Bomba Oxidante Combustível

Fluido LO2 RP-1

(NPSH)c 17,6784 m 21,336 m

Carga desenvolvida 893,064 m 1459,99 m

Vazão 783,581 l/s 502,199 l/s

Rotação 7000 rpm 7000 rpm

Densidade 1143,4 kg/m3 808 kg/m3

Pressão no tanque 413,685 kPa 344,738 kPa

Diferença de altura entre o tanque e a entrada da bomba 1,0668 m 7,62 m

Perdas de carga 34473,8 Pa 55158,1 Pa

Temperatura na entrada da bomba 90 K 289 K

Pressão de vapor (tabela 6.3 do H&H) 101353 Pa 213,7 Pa

Determinar as velocidades específicas e o parâmetro de Thoma das duas bombas de um motor foguete considerando as seguintes características:



75,0

5,0

75,0

5,0

6784,17

783581,060

7000

c

SSNPSH

NQN

Bomba de oxidante

98,11SSN

0198,0

893,064

6784,17

D

H

NPSH ct



Bomba de oxidante

zppP

NPSHvft

a D

r

)(

1,06689,81143,4

10135334473,8413685)(

aNPSH

m 25,9)( aNPSH


75,0

5,0

75,0

5,0

336,21

021995,060

7000

c

SSNPSH

NQN


0146,0

1459,99

336,21

D

H

NPSH ct


8,328SSN



zppP

NPSHvft

a D

r

)(

62,79,8088

7,1321,51585447383)(

aNPSH

m 2,44)( aNPSH



PERDAS EM TURBOBOMBAS


Perdas em turbobombas

As perdas são difíceis de prever e geralmente são estimadas a partir de dados obtidos durante testes reais e outras experiências passadas com projetos similares.


Perdas de energia nas bombas

Classificação

1. Perdas hidráulicas

2. Perdas por atrito de disco

3. Perdas mecânicas

4. Perdas por vazamento


1. Perdas hidráulicas

Incluem as perdas por atrito nas passagens turbulentas e perdas de fluxo.

As perdas por atrito são uma função das áreas de contato fluido/superfícies eda rugosidade das suas superfícies.

As perdas de turbulência são causadas por perturbações em certas regiões da bomba.

Exemplo: na extremidade de entrada e de saída das pás, tanto do rotor e como do estator e nas palhetas de guia de retorno.



A energia necessária para rodar um disco, tal como um impulsor ou indutor, num fluido é conhecida como a perda de atrito de disco.

As perdas por atrito de disco são devidas a) o atrito real do fluido no disco, que é relativamente menor.

b) uma ação de bombeamento do fluido em contacto com o disco, no qual o fluido é distribuído localmente por ação centrífuga.

A perda de energia devido ao atrito do disco é transformada em calor e pode aumentar significativamente a temperatura do fluido.



São as perdas em rolamentos e vedações causadas pelo atrito mecânico.


4. Perdas por vazamento

Problema: vazamento de fluido a alta pressão, que já foi bombeado e que volta para o lado de sucção depois de ter passado pelo impulsor.

Solução: incluir um “labirinto” de selos ou usar anéis são fornecidos.


Eficiência global

A eficiência global de uma bomba, hp, pode ser expressa pela razão da potência de saída do fluido da bomba, fhp (fluid horsepower output), e a potência mecânica de acionamento da bomba, bhp (brake horsepower input):

bhp

fhpp h


Potência de saída do fluido da bomba

A potência de saída do fluido da bomba, fhp, equivale à saída utilizável real fornecida pela bomba.

Trata-se do produto do fluxo do propelente, wp, pela carga real, DH, (ft) desenvolvida pela bomba:

fhp = wp DH

.

.


Potência mecânica de acionamento da bomba

Corresponde à energia total entregue à bomba por unidade de tempo.

Esta potência é consumida na bomba como energia transferida ao fluido e como as diversas perdas.

bhp = fhp + (hp)h + (hp)df + (hp)m + (hp)l

Perdas hidráulicas Perdas por

atrito de disco

Perdas mecânicas

Perdas por vazamento


Eficiência em função de vários parâmetros


Eficiência velocidade específica


Exemplo 4


Fluido LO2 RP-1


Vazão 783,581 l/s 502,199 l/s

Energia mecânica no eixo 11073,6 kW 8791,8 kW

Vazão 894,031 kg/s 404,604 kg/s

Determinar a eficiência das duas bombas de um motor foguete considerando as seguintes características:



Bomba de oxidante

6,11073

8,7829ph

kW 7829,8 893,064894,031 fhp

%7,70ph



8,8791

6,5786ph

kW 5786,6 99,4591604,044 fhp

%8,65ph



TURBINAS: PERFORMANCE E EFICIÊNCIA


Turbinas

Função: transformar a energia do fluido de trabalho em energia mecânica no eixo das bombas.

Denomina-se “fluido de trabalho” o gás que aciona a turbina.


Performance

A performance global de uma turbina é definida como a razão entre potência de saída do eixo da turbina, thp, e vazão em massa da turbina requerida, wt :

t

tw

thp

perf


Desempenho

Em geral, turbina o desempenho global depende de duas variáveis:

1. Conteúdo de energia disponível por unidade de massa de fluido, DHt

2. Eficiência global da turbina, Dht


Energia disponível

Assumindo uma expansão isentrópica, o conteúdo de energia disponível é definida como a variação de entalpia por unidade de massa de fluido de trabalho na turbina:

et HHH D 0

Energia disponível no

fluido de trabalho

Entalpia do fluido de trabalho na

saída da turbina

Entalpia do fluido de trabalho na

entrada da turbina


Energia disponível

Lembrando que

e

Podemos reescrever a expressão da energia disponível:

xipix TTCvvg

22

2

1 Aula 3 slide 40

11

i

x

x

i

x

i

V

V

p

p

T

T Aula 3 slide 42

D

1

0

00 1p

pTCTTCH e

pept


Energia disponível

D

1

0

0 1p

pTCH e

pt

Energia disponível no

fluido de trabalho

Calor específico do fluido de

trabalho a pressão constante

Temperatura na entrada da turbina (K)

Pressão na entrada da

turbina

Pressão na saída da turbina

Razão dos calores

específicos do fluido de trabalho


Energia disponível

Definimos a razão das pressões da turbina como

e

D

1

0

11

t

ptR

TCH

e

tp

pR 0


Valores típicos .

Tabela 6.4 do H&H.

Algumas grandezas para pares de propelentes utilizados em foguetes.


Efeito da temperatura de entrada


Efeito da razão de pressão da turbina

A razão de pressão tem apenas um efeito pequeno sobre a energia disponível no fluido de trabalho.


Eficiência

Embora exista uma grande quantidade de energia a ser disponibilizada no fluido de trabalho, é difícil convertê-la eficientemente em potência no eixo devido.

Razão: severas limitações de peso nas turbobombas.

Assim, a razão de pressão

disponível muitas vezes não podem ser plenamente utilizada.


Eficiência

A eficiência de uma turbina, ht, é definida como a razão entre a energia fornecida ao eixo, thp, e a taxa de variação da entropia do fluido de trabalho:

D

h

1

0

11

t

pt

tt

t

RTCw

thp

Hw

thp


Performance

Combinando com

temos:

D

hh

1

0

11perf

t

pttttR

TCH


Perdas de energia nas turbinas

Classificação

1. Perdas por expansão e turbulência do fluido de trabalho


3. Perdas por vazamento entre as lâminas

4. Perdas nas lâminas



Ajuste e controle

Uma vez que a razão de pressão da turbina tem apenas um pequeno efeito sobre a energia disponível no fluido de trabalho, a potência de uma turbina é normalmente regulada através do controle da pressão de entrada, p0, e pela vazão em massa, .


Exemplo 5

Continuando o exemplo 4, determine a eficiência e a performance da turbina alimentada por um fluido de trabalho obtido pela reação LO2/RP-1 com uma razão de mistura de 0,408.

Dados: Cp = 0,653; = 1,124; T0 = 1033 K; p0 = 4,4126 MPa; pe = 0,186 MPa; wt = 41,73 kg/s; w = 7000 rpm; tt = 1,3558 Nm

torque no eixo



Cálculo da energia disponível no fluido de trabalho

D

1

0

11

t

ptR

TCH

D

124,1

1124,1

4126,4

186,011033653,0tH

J/kg 835D tH



Cálculo da potência no eixo:

tNthp 2

1,355860

70002 thp

kW 20245,7thp



Do exemplo 4:

kW 19865,4fhpPotência necessária


Fluido LO2 RP-1


Vazão 783,581 l/s 502,199 l/s

Energia mecânica no eixo 11073,6 kW 8791,8 kW

Vazão 894,031 kg/s 404,604 kg/s

+



Cálculo da eficiência da turbina:

83541,73

1020245,7 3

th

%2,58th



Cálculo da eficiência da turbina:

s kW/kg 485,159perf t

41,73

1020245,7perf

3t


EFICIÊNCIA GLOBAL DE UMA TURBOBOMBA


Eficiência global da turbobomba

• A eficiência global do ciclo do sistema de turbobombeamento é um indicador das perdas de energia.

• Também serve para resumir os efeitos sobre o desempenho global de sistemas de motores.


Eficiência global da turbobomba

Definida como a razão entre o impulso específico do sistema de turbobombemanto, (Isp)eng, e o impulso a impulso específico da câmara de combustão, (Isp)tc:

tcsp

engsp

cI

Ih


Influência do tipo de ciclo

T GG

atmosfera

Ciclo de fluxo separado

T GG

Ciclo topping



A pressão de saída da turbina é baixa.

Logo, a razão de pressões, Rt, aumenta.

Sistemas mais simples e leves.

T GG

atmosfera


Valores típicos:

0,96 a 0,99


Eficiência:

tcsp

engsp

cI

Ih

tcspeng

tetc

tcspeng

tespttcsptc

scIw

FF

Iw

IwIw

h

Eficiência do ciclo de fluxo separado

Vazão em massa total

Vazão em massa na

câmara de combustão

Vazão em massa na turbina


Ciclo topping

A pressão de saída da turbina é alta.

Logo, a razão de pressões, Rt, diminui.

Sistemas mais potentes, mas mais complexos e pesados.

T GG


Carga entre a câmara de

combustão e a entrada da

bomba de combustível

Valores típicos: 0,996 a 0,9996

Ciclo topping

Eficiência:

tcsp

engsp

cI

Ih

nscp

fo

nscp

p

tcTCMR

HHMR

TC

E

)1(11

DDh

Eficiência do ciclo topping

Misture ratio (O/F)

Calor específico dos gases na câmara de combustão

Energia necessária para o bombeamento de

uma unidade de massa de propelente

Temperatura de estagnação na

câmara de combustão

Carga entre a câmara de

combustão e a entrada da

bomba de oxidante


Exemplo 6

Os dados a seguir foram obtidos via testes em laboratório ao nível do mar para o motor de estudado nos exemplos 1 a 5.

Vazão de oxidante na câmara de combustão: 880,423 kg / sec Vazão de combustível na câmara de combustão: 375,121 kg / sec Pressão de estagnação no bocal: 6,89476 MPa Empuxo na câmara de combustão : 3,32416 MN Vazão de oxidante no gerador de gás: 12,11 kg / seg Vazão de combustível no gerador de gás : 29,62 kg / sec Impulso gerado na saída da turbina: 12010 N


Exemplo 6

Determinar: A. Eficiência do ciclo do sistema de turbobombas ao nível do mar. B. Impulso específico do motor. C. Empuxo do motor. D. Razão de mistura dos propelentes em condições nominais.

Os cálculos devem ser feitos para Ciclo de fluxo separado e Ciclo topping.

Assumir: (1) Não há alteração de (pc)ns do gás produzido, e as propriedades de

desempenho da câmara de pressão, devido às pequenas alterações na razão de mistura e de combustão em duas fases.

(2) A pressão de entrada da bomba de oxidante = 379212 Pa. (3 A pressão de entrada da bomba de combustível = 310264 Pa. (4) (Tc)ns = 3590 K; = 1,222; M = 10,2 kg/mol;

roxidante = 1,1434 kg/m3 ; rcombustível = 0,808131 kg/m3


Exemplo 6: Ciclo de fluxo separado

Razão de mistura na câmara de combustão:

Vazão na câmara de combustão:

Impulso específico da câmara de combustão ao nível do mar:

35,2121,375

423,880tcMR

kg/s 1255,54121,375423,880 tcw

s 70254,1255

103,32416 6

tcspI



Vazão na turbina:

Impulso específico da turbina ao nível do mar:

Vazão total do motor:

kg/s 41,7362,2911,12 tw

s 34,2973,41

12010

tespI

kg/s 1297,27 41,7354,1255 engw



Eficiência do ciclo de fluxo separado:

tcspeng

tespttcsptc

scIw

IwIw

h

971,027027,1297

34,2973,4127054,1255

sch



Impulso específico do motor ao nível do mar:

Empuxo total do motor:

s2,262270971,0 engspI

tcspcengsp

tcsp

engsp

c III

Ihh

MN 3,3361727,12972,262 engF



Razão da mistura do motor:

20,262,29121,375

11,12423,880

engMR


Exemplo 6: Ciclo topping

Calor específico a pressão constante:

Diferença de carga entre a câmara e entrada da bomba de oxidante:

Diferença de carga entre a câmara e entrada da bomba de combustível:

K J/kg 2034,78)1222,1(2,10

1,2228,314

)1(

M

RCp

m 582,1681,1434

3792121089476,6 6

D oH

M

m 831,4940,808131

3102641089476,6 6

D fH



Eficiência do ciclo topping:

nscp

fo

tcTCMR

HHMR

)1(1

DDh

359078,2034)20,21(

494,831168,58220,21

tch

9996,0tch



Impulso específico do motor:

tcsptcengsp II h

s9,269engspI

2709996,0 engspI


Exemplo 6: resumo


Ciclo Topping

Eficiência hs = 0,971 hs = 0,9996

Impulso específico do motor ao nível

do mar

(Isp)eng= 262,2 s

(Isp)eng= 269,9 s

Empuxo total Feng= 3,34 MN

Feng= 3,34 MN

Razão da mistura do motor

MReng= 2,20 MReng= 2,20

Education

liquid propellant rocket engine (Motor foguete Liquido) part11