liquid propellant rocket engine (Motor foguete Liquido) part5

EN3224 Propulsão Aeroespacial

Universidade Federal do ABC

Aula 5 Fatores de correção

EN 3255 Propulsão Aeroespacial


O motor não ideal

O desempenho real de um motor de foguete líquido difere de um motor ideal devido a:

• efeitos de atrito

• transferência de calor

• os gases não serem perfeitos

• o fluxo ser não puramente axial

• não uniformidade dos gases

• não uniformidade de distribuição de fluxo

• mudanças da composição do gás


O motor não ideal

A propriedade do gás, g e M não são verdadeiramente constantes ao longo do eixo do bocal – o que foi assumido na aproximação do processo isentrópico.

Portanto, fatores de correção devem ser aplicados aos parâmetros de desempenho.


Fatores de correção importantes

Fator de correção para o empuxo e o coeficiente de empuxo

Valores típicos de hf variam entre 0,92 e 1,00.

ideal empuxo

real empuxo

ideal empuxo de ecoeficient

real empuxo de ecoeficientfh



Fator de correção para a velocidade de exaustão e o impulso específico

Valores típicos de hv variam entre 0,85 e 0,98.

ideal

real

ideal exaustão de velocidade

real exaustão de velocidade

sp

sp

vI

Ih



Fator de correção para a velocidade característica

Valores típicos de hv* variam entre 0,87 e 1,03.

ideal ticacaracterís velocidade

real ticacaracterís velocidade* vh



Fator de correção para taxa de massa

Valores típicos de hw variam entre 0,98 e 1,15.

ideal spropelente dos massa de taxa

real spropelente dos massa de taxawh


Relações entre os fatores de correção

As relações entre os fatores de correção pode ser expressa por:

fvv hhh *

w

vh

h1


Valores típicos de alguns parâmetros

Parâmetro Valores típicos

Temperatura do gás, T 2200 K a 3900 K

Pressão de estagnação no bocal, (pc)ns 70 kPa a 17 MPa

Massa molecular, M 0,52 kg/mol a 7,8 kg/mol

Número de Mach do escoamento, M 0 a 4,5

Razão dos calores específicos, g 1,13 a 1,66

Razão de expansão das áreas, e 3,5 a 100

Razão de contração das áreas, ec 1,3 a 6

Coeficiente de empuxo, Cf 1,3 a 2,0

Velocidade característica, c* 900 m/s a 2400 m/s

Velocidade de exaustão efetiva, c 1200 m/s a 3700 m/s

Impulso específico, Isp 150 s a 480 s (vácuo)

Tabela 1-3 do H&H


Coeficiente de empuxo x relação de área e relação de calor específico


Exemplo / aplicação

Considere o mesmo motor foguete ideal usado no exemplo da aula 4: Taxa de propelente em massa:

Pressão de estagnação no bocal:

Temperatura total na câmara:

Massa molecular dos resultados:

Calor específico dos gases:

Razão de expansão do bocal:

São ainda consideradas as seguintes condições: Número de Mach no plano de injeção:

Número de Mach na entrada do bocal:

4,0

0

12

1,20

kg/mol88,5M

K33,3633

kPa757,6894

N/s1604,47

i

inj

nsc

nsc

tc

M

M

T

p

W

e

g

M


Exemplo

Determine o seguinte: (a) O c* teórico; (b) O Cf teórico ao nível do mar e no espaço; (c) O Isp teórico ao nível do mar e no espaço; (d) O c* real, com fator de correção hv

* = 0,97; (e) O Cf real ao nível do mar e no espaço, com fator de

correção ao nível do mar hf = 0,983; (f) O (Isp)tc real ao nível do mar e no espaço; (g) O fator de correção de (Isp)tc ao nível do mar; (h) O empuxo ao nível do mar e no espaço; (i) Os valores reais de At e Ae.


(a) c* teórico

1

1

1

2

)(

)(*

g

g

g

g nsc

nsct

TR

g

pAcM

m/s1776,98

12,1

2

33,3633882,5

314,82,18,9

757,6894)109,421(*

12,1

12,1

4

c


Cf teórico ao nível do mar:

• pe = 67913,4 Pa e pa = 101353 Pa (1 atm)

(b) Cf teórico ao nível do mar e no espaço

g

g

g

g

gg

ge

1

1

12

)(1

1

2

1

2

)(

nsc

e

nsc

aef

p

p

p

ppC

2,1

12,1

12,1

12,12

757,6894

67913,41

12,1

2

12,1

)2,1(2

757,6894

1013534,6791312

fC

1,5918fC


Cf teórico no espaço:

(b) Cf teórico ao nível do mar e no espaço

g

g

g

g

gg

ge

1

1

12

)(1

1

2

1

2

)(

nsc

e

nsc

aef

p

p

p

ppC

2,1

12,1

12,1

12,12

757,6894

67913,41

12,1

2

12,1

)2,1(2

757,6894

04,6791312

fC

1,7682fC

0


Isp teórico ao nível do mar

Isp teórico no espaço

(c) Isp teórico ao nível do mar e no espaço

g

CcI

f

tcsp

*

s6,2888,9

1,59181776,98

tcspI

s6,3198,9

1,76821776,98

tcspI


(d) O c* real

fator de correção hv* = 0,97

(c*)real = hv* (c*)teórico

(c*)real = 0,971776,98

(c*)real = 1722,12 m/s


(e) Cf real ao nível do mar e no espaço

fator de correção hf = 0,983

(Cf)real = hf (Cf)teórico

ao nível do mar:

(Cf)real = 0,9831,5918=1,566

no espaço:

(Cf)real = 0,9831,7682=1,7381


Isp real ao nível do mar

Isp real no espaço

(f) (Isp)tc real ao nível do mar e no espaço

g

CcI

f

tcsp

*

s2758,9

1,5661776,98

tcspI

s3068,9

1,73811776,98

tcspI


(g) O fator de correção de (Isp)tc ao nível do mar

Podemos usar a relação entre os fatores de correção:

fvv hhh *

954,0983,097,0 vh


(h) empuxo ao nível do mar e no espaço

Ao nível do mar:

No espaço:

tcsptc IWF )(

N4412632751604,47 F

N4826323061604,47 F


(i) Os valores reais de At e Ae

ftnsc CApF )(

2cm409757,6894556,1

441263

)(

nsct

tpC

FA

2cm490840912 te AA e


PROPELENTES LÍQUIDOS


Propelentes líquidos

Combustível + Oxidante + Aditivos

Os propelentes fornecem a energia e a massa a ser ejetada para os motores de foguete.

A escolha dos agentes propelentes é um dos passos mais importantes na concepção de um motor.

Além de aspectos químicos e físicos também são levados em consideração o custo, fornecimento, manuseio e armazenamento.


Monopropelentes

Vantagens:

simplicidade do projeto:

1 tanque

1 válvula

1 sistema de alimentação

Desvantagens:

Baixa performance

ou

Instabilidades

Tanque de combustível

Tubulação e válvulas

Conjunto propulsor


Exemplo: H2O2

Decomposição via catálise

2 H2O2 → 2 H2O + O2 (650 oC)

Catalisadores mais comuns:

– Dióxido de manganês

– Prata

– Platina

H2O2


Bipropelentes

Vantagens:

Alta performance

Estabilidade

Operação mais segura

Desvantagens:

Projeto mais complexo

Tanques de combustível

Tubulação e válvulas

Conjunto propulsor


Ignição

O dispositivo de ignição tema função de iniciar o processo de combustão.

Os meios utilizados são:

• Dispositivos pirotécnicos químicos

• Velas elétricas

• Injeção de um fluído pirofórico


Propelentes criogênicos

Propelentes criogênicos mais utilizados:

O2, H2, F2, OF2 (diflureto de oxigênio).

Temperaturas de ebulição: 16,5 K a 127 K.


Propelentes criogênicos

• Propelentes criogênicos apresentam problemas de armazenamento e manuseio.

• O projeto deve prever isolamento térmico elaborado a fim de minimizar as perdas devidas à ebulição.

• Não são possíveis armazenamentos por longos períodos.


Aditivos

Por vezes, os aditivos são misturados aos propelentes líquidos.

• melhorar as características de refrigeração

• Reduzir o ponto de congelamento

• Reduzir os efeitos corrosivos

• Facilitar a ignição e para estabilizar a combustão


Optimum Mixture Ratio

Definida como a proporção da mistura ótima.

Como regra geral, a proporção da mistura ótima é mais rica em combustível do que a proporção da mistura estequiométrica, teoricamente, na qual todo o combustível é completamente oxidado e a temperatura de chama é, no máximo.

Isto porque um gás que é ligeiramente mais rico em combustível tende a ter um peso molecular inferior. Isso resulta em um maior desempenho geral de sistemas do motor.


Optimum Mixture Ratio

O OMR se altera ligeiramente com mudanças na pressão da câmara e no projeto em geral:

(a) a temperatura da câmara mais baixa (para permanecer dentro dos limites de temperatura do material)

(b) fluxo de refrigerante requerido

(c) uma melhor estabilidade da combustão


Escolha dos propelentes

A seleção do propelente geralmente inclui alguns compromissos.

A escolha afetará

• O projeto

• O custo

• A operação


Impulso de densidade

É definido como o impulso total emitido por unidade de volume dos propelentes.

d é a densidade dos propelentes combinados, e vale

dIsp densidade de Impulso

fo

w

w

dd

r

rd

1

)1(

rw = razão da mistura em massa

(oxidante/combustível) do = densidade do oxidante (peso específico) df = densidade do combustível, (peso específico)


Razão da mistura

Parâmetro fundamental no projeto da câmara de combustão.

lcombustíve

oxidantew

m

mr


Critérios para a escolha dos propelentes

1. Liberação de alta energia por unidade de massa de propelente. Combinado com baixo peso molecular da combustão ou gases da decomposição de decomposição, em alta impulso específico.

2. Facilidade de ignição. 3. Combustão estável. 4. Alta densidade ou de alta densidade de impulso, para minimizar o

tamanho e peso dos tanques e do sistema de alimentação de combustível.

5. Capacidade de servir como um líquido de arrefecimento eficaz para a câmara de pressão (ótima combinação de elevado calor específico, alta condutividade térmica e alta temperatura crítica).

6. Razoavelmente baixa pressão de vapor a 344 K (71 oC): diminui o peso do tanque e as exigências da bomba de sucção.

Valor escolhido via experiências

e estatísticas.


Critérios para a escolha dos propelentes

7. Baixo ponto de congelamento (de preferência menos do que 105 K).

8. Ausência de efeitos corrosivos: compatibilidade com os materiais de construção do motor.

9. Boa armazenabilidade. 10. Baixa viscosidade (menor do que 10 cp em 105 K) para

minimizar as quedas de pressão através do sistema de alimentação e injeção.

11. Alta estabilidade térmica e ao choque para minimizar explosão e perigo de incêndio.

12. Baixa toxicidade de propelentes matérias, suas emanações, e os seus produtos de combustão.

13. Baixo custo. 14. Disponibilidade

(ver tabelas 1-4 a 1-10 do H&H)


Manipulação de hidrazina


Elementos principais de um motor


A. Válvula de checagem B. Tanque do combustível C. Válvula de checagem D. Duto de gás pressurizante E. Tanque do oxidante F. Duto do combustível G. Reservatório de gás pressurizante H. Gerador de gás e conjunto de

válvulas I. Turbina a gás J. Válvula principal de combustível

L. Regulador de pressão M. Trocador de calor N. Duto de exaustão da turbina O. Câmara de combustão P. Válvula de ventilação do tanque de

combustível Q. Difusor de gás pressurizante R. Difusor de gás pressurizante S. Válvula de ventilação do tanque do

oxidante T. Isolamento térmico intra-tanque

U. Válvula de alimentação e dreno de combustível

V. Válvula de alimentação e dreno de oxidante

W. Duto do oxidante X. Bomba do oxidante Y. Bomba de combustível Z. Difusor de gás pressurizante AA. Mecanismos AA. Válvula principal


Tecnologia(t)

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Education

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