Projeto Aerodinâmico do Demonstrador Scramjet de Admissão

UNIVERSIDADE DO VALE DO PARAÍBA
FACULDADE DE ENGENHARIAS, ARQUITETURA E URBANISMO
RENAN GUILHERME SANTOS VILELA
PROJETO AERODINÂMICO DO DEMONSTRADOR SCRAMJET DE ADMISSÃO
INTERNA PARA VOO ATMOSFÉRICO EM 30KM DE ALTITUDE EM
VELOCIDADE CORRESPONDENTE À MACH 7
________________________________________________________________________
Mário Triches Junior, Prof. Dr., UNIVAP de São José dos Campos
(Orientador Acadêmico)
________________________________________________________________________
Paulo Gilberto de Paula Toro, Ph.D., Instituto de Estudos Avançados/DCTA
(Orientador Externo)
_____/_____/_____
DATA DA APROVAÇÃO
FEAU - FACULDADE DE ENGENHARIAS, ARQUITETURA E URBANISMO
Avenida Shishima Hifumi, 2911 - Bairro Urbanova -CEP 12244-000-Tel:
(012) 39471006- São José dos Campos-SP
RENAN GUILHERME SANTOS VILELA
PROJETO AERODINÂMICO DO DEMONSTRADOR SCRAMJET DE ADMISSÃO
INTERNA PARA VOO ATMOSFÉRICO EM 30KM DE ALTITUDE EM
VELOCIDADE CORRESPONDENTE À MACH 7
Trabalho de Conclusão de Curso
apresentado à Faculdade de Engenharias,
Arquitetura e Urbanismo, da Universidade
do Vale do Paraíba, de São José dos
Campos, como parte dos requisitos
necessários para a obtenção do título de
Engenheiro Aeronáutico do Curso de
Engenharia Aeronáutica e Espaço.
Orientadores:
Dr. Mário Triches Junior
Paulo Gilberto de Paula Toro – Ph.D.
São José dos Campos
2013
1
AGRADECIMENTOS
Agradeço primeiramente a Deus, que sempre me ajudou, e me manteve forte e que me
permitiu chegar até aqui. Em especial agradeço aos meus Pais que nunca mediram esforços
para que meus objetivos fossem atingidos e por sempre me apoiarem em cada decisão, ao meu
Irmão por ser meu melhor amigo e parceiro sempre que precisei. Aos meus Avós que
ajudaram na minha educação e por me instruírem na verdade, e também aos meus Tios, Tias,
Primos e Primas. Sou muitíssimo grato também as amigas, Carla da Silva e Suellen Mara
Alves dos Santos, por sua amizade e por me servirem de suporte em todos os momentos
difíceis em que precisei de apoio. Agradeço ao orientador Dr. Paulo Gilberto de Paula Toro,
pela orientação de grande parte desta obra e por seu empenho nos seus ensinamentos para
permitir a conclusão do presente trabalho, por coordenar um excelente projeto de pesquisa em
tecnologia de ponta no país, e por sua amizade. Também agradeço ao orientador Prof. Dr.
Mario Triches, que sempre esteve disponível para me atender. Agradeço imensamente aos
grandes amigos do Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T.
Nagamatsu: Alexandre Araújo Damião, Alexandre Kazuo Carvalhal, Álvaro Francisco Santos
Pivetta, André Reis Mariano, Arthur Freire Mantovani, Bruno Coelho Lima, David Romanelli
Pinto, Felipe Jean da Costa, Gustavo Jean da Costa, Jayme Rodrigues Teixeira da Silva, João
Felipe de Araújo Martos, José Adeildo dos Santos Assenção, Rafael Amaral de Castilho,
Ronaldo de Lima Cardoso, Sidney Bariani Cruzelles, Thiago Victor Cordeiro Marcos, Victor
Alves Barros Galvão, Cap. Eng. Tiago Cavalcanti Rolim, 1° Ten Eng. Giannino Ponchio
Camillo, 1° Ten Eng. Thiago Lima de Assunção, 1° Ten Eng. Fábio Henrique Eugênio
Ribeiro, 1º Ten Eng. Norton Demeterco Veras de Assis, Msc. Bruno Ferreira Porto, Dr. Israel
da Silveira Rêgo, Dr. Israel Irone Salvador, Marcos Zotti Justo Ferreira, Cel. Eng. Marco
Antonio Sala Minucci, Dr. Alberto Monteiro dos Santos, Ten Cel. Av. Roberto da Cunha
Follador, Dr.ª Valéria Serrano Faillace Oliveira Leite, Eng. José Brosler Chanes Junior, Dr.
Antonio Carlos de Oliveira, por serem um time de excelência e companheirismo inigualável.
2
“Se eu vi mais longe, foi por estar de pé sobre ombros de gigantes.”
Isaac Newton
3
RESUMO
O objetivo deste trabalho foi desenvolver a análise teórico-analítica, a simulação
teórico-numérica, além do projeto preliminar da seção de compressão (admissão do ar
atmosférico) de um demonstrador scramjet bidimensional de admissão interna, que
combinando com injeção axial de Hidrogênio na câmara de combustão, deverá operar em uma
missão com aceleração de 2 a 3km/s a 30 km de altitude. Tal demonstrador é iniciativa do
Instituto de Estudos Avançados (IEAv), o qual no início de 2012 propôs novas versões de
demonstradores scramjet, do demonstrador denominado de Veículo Hipersônico Aeroespacial
14-X, VHA 14-X. Neste projeto um escoamento compressível unidimensional descreve
prontamente as características da região de compressão do motor aspirado scramjet. O
demonstrador foi dividido em vários componentes, baseando-se nos padrões principais, para
avaliar seu desempenho. Os aspectos mais importantes para este projeto são a temperatura e a
velocidade do escoamento de ar na entrada da câmara de combustão, pois a compressão
deverá fornecer temperatura alta o suficiente para que a combustão supersônica ocorra nesta
seção. Por outro lado, temperaturas elevadas podem aumentar as cargas térmicas a níveis
impraticáveis. O Demonstrador scramjet de admissão interna foi projetado utilizando as
metodologias de análise teórico-analítica e simulação teórico-numérica, apresentando um
modelo bidimensional de admissão interna de um demonstrador scramjet para a investigação
experimental no túnel de choque hipersônico T3,este túnel está localizado no Laboratório de
Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu do IEAv/DCTA, podendo assim
validar os dados obtidos com as análises teórico-analítica e a simulação teórico-numérica.
Palavras-Chave: VHA 14-X, waverider, scramjet, Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X.
4
ABSTRACT
The objective of this work was to develop an analytical theoretical-analysis, numerical
theoretical-simulation, and preliminary design of the compression section (Inlet) of a twodimensional inward scramjet demonstrator, which combined axial injection of hydrogen and
one burner, work on an acceleration mission from 2 to 3 km/s at 30 km altitude This
demonstrator is the initiative of the Institute for Advanced Studies (IEAv) , which in early
2012 proposed new versions of scramjet demonstrators to be used in the Demonstrator of a
Hypersonic Vehicle 14-X, and one of them is the two-dimensional inward scramjet. In this
project one-dimensional compressible flow readily describes many features of the
compression region of the naturally aspirated engine. The demonstrator was divided into
several components based on the key standards to evaluate their performance. One of the most
important aspects for this project is the inlet temperature of the combustion chamber as the
compression must provide temperatures high enough for supersonic combustion in this
section. Moreover, high temperatures can increase the thermal loads to impractical levels. In
this work we assume the limitations of each material. At the end will be present a model of
two-dimensional inward scramjet for experimental research in hypersonic shock tunnel T3, at
the Laboratory of Aerothermodynamics and hypersonic Prof. Henry T. Nagamatsu IEAv /
DCTA , validating the data obtained from the analytical theoretical-analysis, numerical
theoretical-simulation.
Keywords: VHA 14-X, waverider, scramjet, Aerospace Hypersonic Vehicle 14-X.
5
SUMÁRIO
INTRODUÇÃO
7
Motivação
7
Objetivo do Trabalho
8
Objetivo Geral
8
Objetivos Específicos
8
Proposta Metodológica
8
Apresentação do Trabalho
9
FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA
10
Sistema de Propulsão “scramjet”
10
Conceito de um scramjet de admissão interna
11
Projeto Aerodinâmico de um scramjet de admissão interna
15
Análise Teórico-Analítica
15
Simulação Teórico-Numérica
17
RESULTADOS E DISCUSSÕES
20
Análise Teórico-Analítica
20
Simulação Teórico-Numérica
23
PROJETO DE MODELO DO DEMONSTRADOR SCRAMJET DE
26
ADMISSÃO INTERNA PARA INVESTIGAÇÃO EXPERIMENTAL
Modelo demonstrador scramjet de admissão interna
26
CONCLUSÕES
28
REFERÊNCIAS
29
ANEXOS
30
6
INTRODUÇÃO
Motivação
Em 2007, foi iniciado, no Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry
T. Nagamatsu, do Instituto de Estudos Avançados (IEAv), a Pesquisa e Desenvolvimento do
Demonstrador Tecnológico denominado de Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X (Fig. 1),
VHA 14-X, utilizando sistema de propulsão “scramjet” para realização de vôo atmosférico em
30km de altitude na velocidade correspondente à Mach 10.
Figura 1: Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, VHA 14-X. (Painel do IEAv)
Em Março de 2012, a Coordenadoria do projeto 14-X propôs novas versões de
demonstradores scramjet, entre elas o Demonstrador scramjet de admissão interna (Fig. 2).
Figura 2: Concepção artística da geometria de um Demonstrador scramjet de admissão
interna, acoplado a um motor foguete de combustível sólido. (Rolim e Lu [13])
7
Objetivo do Trabalho
Objetivo Geral
O objetivo geral deste Trabalho de Conclusão de Curso é desenvolver a Análise
Teórico-Analítica e a Simulação Teórico-Numérica da seção de compressão do Demonstrador
scramjet de admissão interna visando vôo atmosférico em 30km de altitude na velocidade
correspondente à Mach 7.
Objetivos Específicos
•
Realizar pesquisa bibliográfica sobre projeto aerodinâmico de Veículos Hipersônicos
Aeroespaciais que utilizam tecnologia “scramjet”;
•
Realizar Análise Teórico-Analítica da seção de compressão do Demonstrador scramjet
de admissão interna visando vôo atmosférico em 30km de altitude na velocidade
correspondente à Mach 7;
•
Prover dados geométricos para implementação em códigos computacionais para
Simulação Teórico-Numérica da seção de compressão do Demonstrador scramjet de
admissão interna visando vôo atmosférico em 30km de altitude em velocidade
correspondente à Mach 7;
•
Prover dados geométricos e aerodinâmicos para projeto de modelo (em escala) para
realização de Investigação Experimental no Túnel de Choque Hipersônico T3, em
condições próximas das condições de vôo atmosférico em 30km de altitude na
velocidade correspondente a Mach 7 do Demonstrador scramjet de admissão interna.
Proposta Metodológica
O presente Trabalho, intitulado “Projeto Aerodinâmico do Demonstrador scramjet de
admissão interna para vôo atmosférico em 30km de altitude na velocidade correspondente a
Mach 7”, integra o projeto 14-X, o qual está incluso no Plano de Desenvolvimento
Institucional do IEAv [5], classificado como pesquisa de natureza aplicada, em propulsão
hipersônica aspirada utilizando combustão supersônica (“scramjet”), que tem como objetivo o
voo atmosférico do demonstrador tecnológico em 30 km de altitude e velocidade
correspondente entre Mach 7 a 10.
8
Consequentemente, revisão bibliográfica foi realizada utilizando abordagem de pesquisa
qualitativa e descritiva dos procedimentos técnicos de demonstradores tecnológicos
desenvolvidos utilizando análise analítica, simulação numérica e investigação experimental
(em solo).
Apresentação do Trabalho
Este capítulo apresenta a motivação para a realização de pesquisa e desenvolvimento de
sistemas avançados de propulsão hipersônica aspirada utilizando o conceito de combustão
supersônica com o intuito de substituir os atuais, e convencionais, sistemas de propulsão
baseada em combustão química (propulsão sólida e/ou líquida). Os Ministérios da Defesa e da
Ciência e Tecnologia [11] possibilitam que o IEAv desenvolva o projeto de um demonstrador
tecnológico que utiliza a tecnologia da combustão supersônica “scramjet” para produzir
propulsão
hipersônica
aspirada.
Com
esta
visão
de
futuro
o
Laboratório
de
Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu tem o objetivo desenvolver o
projeto aerotermodinâmico do Demonstrador scramjet de admissão interna para vôo
atmosférico a 30 km de altitude e velocidade correspondente a número de Mach 7.
Os capítulos seguintes discutem a fundamentação teórica necessária para definir o
projeto do Demonstrador scramjet de admissão interna, para em futuro próximo realizar
investigação experimental no Túnel de Choque Hipersônico T3.
O próximo capítulo apresenta a fundamentação teórica para realização da Análise
Teórico-Analítica e Simulação Teórico-Numérica da seção de compressão do Demonstrador
scramjet de admissão interna.
Em seguida, baseado na fundamentação teórica são obtidos os resultados com as
metodologias Análise Teórico-Analítica e Simulação Teórico-Numérica aplicada à seção de
compressão do Demonstrador scramjet de admissão interna.
No quarto capítulo é realizado o projeto mecânico dimensional do Demonstrador
scramjet de admissão interna para realização de investigação experimental no Túnel de
Choque Hipersônico T3.
O capítulo quinto apresenta as conclusões do presente Trabalho de Conclusão de Curso,
com recomendação de atividades necessárias para o projeto de manufatura do Demonstrador
scramjet de admissão interna visando vôo atmosférico a 30 km de altitude e velocidade
correspondente a número de Mach 7.
9
FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA
Sistema de Propulsão “scramjet”
A viabilidade de um sistema de propulsão hipersônico aspirado (scramjet) confiável está
sendo desenvolvida por diversos centros de pesquisa.
Entre os diversos projetos de pesquisa em veículos hipersônicos utilizando “scramjet”,
salienta-se que na década de 1980, um ambicioso projeto de uma aeronave hipersônica de um
único estágio a ser utilizada para vôo até a órbita terrestre, com diversos sistemas de
propulsão aspirada, reutilizável, denominada por NASP (“National Aero-Space Plane”) foi
lançado pelo Presidente Reagan, dos Estados Unidos, em discurso ao congresso norte
americano, Hallion [3] e Schweikart [14]. O programa foi colocado sob supervisão do
DARPA (“Defense Advance Research Projects Administration”) em meados de 1980.
Posteriormente, um consórcio foi formado por agências do governo americano (Força Aérea,
Marinha, DARPA e SDIO/ “Strategic Defense Initiative Organization”) para a realização do
programa NASP. O veículo NASP (Fig. 1 - Anexo) de configuração “waverider” constituía de
um único estágio, projetado para decolar de um aeroporto convencional, utilizar ciclo de
sistemas de propulsão aspirada para vôo ascendente e aceleração para velocidades
hipersônicas, para alcançar órbita baixa do planeta.
A superfície inferior (intradorso) de configuração “waverider” serviria como uma rampa
de compressão para que o ar atmosférico, previamente comprimido e em velocidade
supersônica, fosse direcionado para um motor “scramjet”, ou seja, a câmara onde o
combustível seria injetado na corrente de ar atmosférico em velocidade supersônica, com
conseqüente combustão.
Em 1993, foi realizado, pelo consórcio, a análise de redução de custo e, principalmente,
dos riscos técnicos (tais como: manobrabilidade do veículo, acoplamento de diversos sistemas
de propulsão aspirados de diversas tecnologias (turbinas a gás, ramjet, scramjet), materiais
para suportar altas temperaturas por longo período de tempo (horas); Os materiais atuais
suportam altas temperaturas por um período muito curto (minutos), utilizados nos atuais
veículos hipersônicos, por ex.: Space Shuttle) resultando no término do programa NASP em
1995. Entretanto, a enorme quantia de pesquisa de motores “scramjet” e “ramjet” criaram
condições de iniciar um projeto menos ambicioso, denominado de Programa X-43.
10
O Programa X-43 (conhecido como “Hyper-X”) foi um programa de pesquisa
(planejado para 6 anos,
US $185 milhões), iniciado em 1996 após o término do programa
NASP, sido realizado em laboratório e em teste em vôo atmosférico sob supervisão da
“NASA Dryden Flight Research Center” (responsável pelo vôo) e da “NASA Langley
Research Center” (responsável pela pesquisa da tecnologia de combustão supersônica), tinha
o objetivo de demonstrar a tecnologia de motor à combustão supersônica “scramjet”,
propondo um aumento da capacidade de carga útil para futuros veículos hipersônicos
lançadores espaciais. O Demonstrador Tecnológico X-43, de configuração “waverider” [10]
tinha 3,66m de comprimento e 1,52m de largura (Fig. 2 - Anexo).
Um avião B-52 da “NASA Dryden” liberou, entre 5800 m e 13100 m de altitude o
foguete Pegasus o qual alcançou a altitude de aproximadamente 30 km, onde finalmente,
ocorreu a separação do veículo X-43 do foguete Pegasus. Em seguida o motor “scramjet”,
utilizando hidrogênio como combustível entrou em operação em vôo propulsado na atmosfera
terrestre (Fig. 3 - Anexo).
O 2º vôo (Fig. 4 - Anexo) e o 3º vôo do veículo X-43 foram realizados com sucesso, em
27 de Março de 2004 e 16 de Novembro de 2004, respectivamente. O 2º [8] e o 3º [9] voos do
veículo X-43 duraram 10s à velocidade de 2.107 m/s a 3.373 m/s, correspondendo a Mach 7 e
9,8, respectivamente.
O programa X-43 foi descontinuado pela NASA, após cumprimento dos objetivos,
sendo os resultados do veículo X-43 aplicados no veículo aeroespacial X-51.
Basicamente, existem dois tipos de técnicas para demonstração em vôo atmosférico de
tecnologias emergentes: vôo cativo ou autônomo.
Essencialmente, no vôo cativo projeta-se o sistema integrado do motor foguete (booster)
e o demonstrador tecnológico, com poucas modificações na aerodinâmica dos booster e no
sistema de controle. Em vôo autônomo, a integração do demonstrador tecnológico e o motor
foguete aumenta a complexidade do sistema, introduzindo a necessidade de uma análise
dinâmica inteiramente nova para o veículo completo (demonstrador tecnológico e motor
foguete), aumentando o risco de falha.
Conceito de um scramjet de admissão interna
A geometria de admissão interna foi adotada para o teste de voo de um demonstrador
tecnológico scramjet (Fig. 2) uma vez que a geometria de admissão interna minimiza os
11
efeitos dinâmicos do booster sobre o desempenho da admissão causado por pequenas
variações no ângulo de ataque, tais como a captura de massa de ar e pressão na entrada do
combustor [12;13].
Além disso, um sistema de rampas simétrico consegue produzir uma estrutura com
baixo produto de inércia, que tornam mais simples o desenvolvimento de sistema de controle.
Este tipo de admissão é preferível para um voo estabilizado por rotação, que em geral
ocorrem com os veículos que utilizam motor foguete (de trajetória balística).
Outra vantagem desse tipo de configuração é que ela usa um comprimento menor de
compressão quando comparada a geometrias assimétricas. Isso reduz não apenas o peso
estrutural, mas reduz também o caminho percorrido pelo escoamento, deste modo reduz a
espessura da camada limite e também o deslocamento de massa relatado na captura.
Finalmente, outro aspecto vantajoso para esse tipo de admissão é a ausência da interação de
choque-choque do tipo Edney IV [18;19] na região da carenagem que pode estar presente em
desenhos assimétricos e constitui um grande problema de proteção térmica.
Observa-se na (Fig. 2) um modelo para realizar vôo atmosférico a aproximadamente 2 a
3km/s a 30km de altitude do demonstrador scramjet de admissão interna cativo a um booster,
o qual é composto por rampas de admissão simétricas obliquas convergentes, seguida por
isolador, por combustor e por seção de expansão (Fig. 3).
Figura 3: Esquema um scramjet conceitual com simetria interna.
Análise
teórico-analítica,
simulação
teórico-numérica
(Dinâmica
dos
Fluidos
Computacional, CFD) e investigação experimental são as metodologias usadas para projetar
um demonstrador tecnológico, antes de realizar vôo através da atmosfera terrestre.
Em geral, na análise teórico-analítica o escoamento compressível permanente,
bidimensional, não-viscoso, sem condução de calor é aplicado para a determinação das
propriedades através de ondas de choque e de ondas de expansão. Ainda, códigos comerciais
de CFD possibilitam a simulação numérica do escoamento hipersônico turbulento
12
considerando ar como gás real (com efeitos de dissociação, ionização) em processo de
combustão com gás hidrogênio. Túneis de choque hipersônicos refletidos são instalações
experimentais em solo capazes de reproduzir as condições de voo atmosférico de veículos em
velocidades hipersônicas.
A nomenclatura apresentada por Heiser e Pratt [4], adequada para estudos com análise
analítica, simulação numérica e investigação experimental, é dividida em três componentes
principais (Fig. 4), e adaptada para o demonstrador scramjet de admissão interna (Fig. 5):
seção de compressão interna e externa (admissão), câmara de combustão (combustor) e seção
de expansão interna e externa (exaustão).
Figura 4: Veículo Hipersônico com motor scramjet integrado a estrutura e referência de
terminologia. (adapatada de Haiser e Pratt [4])
Salienta-se que as rampas de compressão (entre os pontos 0 e 1), oriundas no bordo de
ataque estabelecem ondas de choques oblíqua planas, as quais incidem na linha de simetria do
demonstrador scramjet de admissão interna (Fig. 5). Ambas as ondas de choque incidentes
refletem na superfície da rampa de compressão, que, novamente, refletem na linha de simetria
do demonstrador scramjet. Objetivando escoamento supersônico de ar sem trem de onda de
choque na câmara de combustão, impõe-se que toda a massa de ar capturada entre as rampas
de compressão do demonstrador scramjet de admissão interna passe na seção do combustor,
de forma que a última onda de choque refletida na linha de simetria incida na entrada da
câmara de combustão.
O combustível é injetado (entre os pontos 3 e 4) na seção da câmara de combustão, o
qual é misturado com o ar atmosférico em velocidade supersônica com pressão e temperatura
adequadas para ocorrer a ignição da mistura (Fig. 5). A 1ª rampa de expansão (entre os pontos
4 e 9) é necessária para a pré-expansão do escoamento dos produtos da combustão (adequada
para manter pressão constante e compensar camada limite). A 2ª rampa de expansão (entre os
13
pontos 9 e 10) gera a velocidade adequada para gerar o empuxo e também, contribui para a
sustentação do veículo hipersônico [4].
Figura 5: Estações de referência do demonstrador scramjet de admissão interna.
Este Trabalho visa o Projeto Aerodinâmico (somente) da seção de compressão que
fornece as condições de pressão e de temperatura na entrada da seção do combustor do
demonstrador scramjet de admissão interna (Fig. 6), o qual consiste em uma configuração
bidimensional [12;13], com seção transversal constante, onde as superfícies de admissão
(superior e inferior) estão alinhadas com o escoamento hipersônico de Mach 6.64 e com
ângulo de ataque zero. A admissão interna do scramjet bidimensional (superfície interna)
consiste em uma rampa com ângulo de 12°. A altura da seção transversal frontal do
demonstrador scramjet é de 200mm. A câmara de combustão tem comprimento de 300mm e
altura constante de 11.4mm entre as faces (5.7mm até a linha de centro, para acomodar o
escoamento de ar capturado pela área frontal bidimensional do scramjet de admissão interna).
Figura 6: Esquema de um modelo scramjet de admissão interna bidimensional para
investigação experimental.
14
Projeto Aerodinâmico de um scramjet de admissão interna
Análise Teórico-Analítica
A linha de simetria da geometria do scramjet de admissão interna (Fig. 5) é tomada
como uma rampa em forma de cunha com 12° e altura de 100mm na entrada e com 100mm de
largura. O combustor tem 5.7mm de altura até a linha de centro.
No equacionamento da análise teórico-analítica, os índices in e out são usados para
identificar as condições do escoamento a montante (antes) e a jusante (após), respectivamente,
de cada estação da linha de simetria do demonstrador scramjet de admissão interna (Fig. 7).
Para gás caloricamente e/ou termicamente perfeito ( p
cp
1004.5 J kg K
RT
,
constante
1.4
,
) as propriedades termodinâmicas (pressão estática, densidade estática,
temperatura estática e número de Mach) do escoamento após a onda de choque oblíqua e o
ângulo da onda de choque oblíqua (Fig. 7) são facilmente obtidas através de equações
fechadas das razões das propriedades termodinâmicas e da relação
M
[1].
O escoamento compressível permanente sem viscosidade (formação de camada limite),
em uma placa plana com decline positivo (Fig. 7) determina o estabelecimento de onda de
choque oblíqua, com número de Mach (velocidade) e as propriedades físicas após a onda de
choque oblíqua, considerando ar com comportamento de gás perfeito e escoamento não
viscoso [1], são dadas pelas equações demonstradas por Anderson [1]:
Figura 7: Geometria da onda de choque obliqua incidente sobre a cunha. Anderson [1]
15
pout
2
1
pin
in
p out
p in
in
2
1
1
out
2
M in sen
1
1 M in sen
2
M out
s
,
1
sen
s
2
2
2
(3)
2
2
1
2
M in sen
1
(4)
s
são os ângulos de deflexão (cunha) e da onda de choque, respectivamente.
Adicionalmente, o ângulo da onda de choque
local
2
1 M in sen
M in sen
onde:
(2)
2
1 M in sen
(1)
1
2
1 M in sen
out
Tout
Tin
2
M in sen
1
com respeito a direção do escoamento
pode ser obtida interativamente com a relação
tg
s
2 cotg
M dada pela equação (5):
M in sen
M
2
in
2
cos 2
1
2
(5)
Observa-se que, o escoamento através da onda de choque obliqua promove um aumento
de pressão, temperatura, e uma redução no número de Mach, entretanto o escoamento
continua supersônico/hipersônico e paralelo à superfície plana da seção da rampa de
compressão (Fig. 6) da linha de simetria do demonstrador scramjet de admissão interna.
Portanto, utilizando as razões das propriedades termodinâmica (Eqs. 1 a 4) e o ângulo
da onda de choque (Eq. 5) e conhecido as propriedades do escoamento não perturbado pela
onda de choque (atmosfera terrestre) é possível a determinação das propriedades
termodinâmicas após a onda de choque incidente estabelecida no bordo de ataque do
demonstrador scramjet de admissão interna (Fig. 6).
Considera-se para o presente projeto aerodinâmico que o demosntrador scramjet de
16
admissão interna desloca-se na velocidade de voo de 2km/s (Mach 6.64) em altitude
geométrica de 30km, onde as propriedades do escoamento não perturbado pela onda de
choque dadas pela pressão estática, temperatura estática, densidade estática e velocidade do
som são
p
1197 Pa
,
T
226 .5 K
,
0.01841 kg m 3
,
a
301,7 m / s
, respectivamente [17].
Ainda, a metodologia da onda de choque obliqua incidente em cunha pode ser usada
para onda de choque refletida (Fig. 8). No presente caso, a linha de simetria do demonstrador
scramjet de admissão interna (Fig. 5) é semelhante à superfície de reflexão (Fig. 8).
Figura 8: Geometria da onda de choque obliqua refletida (Anderson [1]).
Simulação Teórico-Numérica
As equações de governo conhecidas como equações de Navier-Stokes, as quais
representam quantitativamente os princípios da natureza (conservação da massa, conservação
da quantidade de movimento e conservação da energia) podem ser utilizadas na Simulação
Teórico-Numérica do demonstrador scramjet de admissão interna em vôo atmosférico em
altitude geométrica de 30km com velocidade correspondente à Mach 6.64. As equações de
Navier-Stokes [1] são validas para meio contínuo (altitudes abaixo de aproximadamente 100
km), escoamento não permanente (transiente), incompressível e/ou compressível, laminar,
ignorando forças de campo, aquecimento volumétrico e difusão de massa, pode ser descrita,
em coordenadas cartesianas em duas dimensões (adequadas para o demonstrador scramjet de
admissão interna) e na forma conservativa dadas pelas equações (de 6 a 10) segundo [1]
17
U
t
E
x
F
y
(6)
0
onde: U é vetor solução, E e F são vetores dos termos de Fluxo dados por
U
u
v
Et
,
u
uu p
uv
E
( Et
p)u qx
xx
,
v
vu
vv p
F
xy
u
xx
v
( Et
xy
p )v q y
yx
(7)
yy
u
yx
v
yy
Os termos viscosos são dados por
xx

.V
2
u
x
,

.V
yy
2
v
,
y
xy
yx
u
y
v
x
(8)
Os termos de fluxo de calor por condução são dados por
qx
k
T
x
,
qy
k
T
y
,
(9)
Considerando Fluido Newtoniano,
2
3
(10)
Em geral, em regime de velocidades hipersônicas, número de Mach maior que 5, o ar
não se comporta como gás perfeito. Devem-se considerar os fenômenos físicos associados,
tais como: dissociação e ionização; equilíbrio químico
não equilíbrio; variação das
propriedades térmicas com a temperatura, pressão e composição química; efeitos catalíticos
na parede.
À pressão atmosférica, o O2 começa a dissociar-se a uma temperatura de 2.000 K e a
4.000 K as moléculas de O2 estão totalmente dissociadas em átomos de O2. O N2 inicia o
processo de dissociação em torno de 4.000 K estando totalmente dissociado a 9.000 K [18].
Em 9.000 K inicia-se o processo de ionização tanto do oxigênio como do nitrogênio. Portanto,
acima de 9.000 K tem-se um plasma parcialmente ionizado consistindo principalmente de O,
O+, N, N+ e elétrons. Esse plasma ionizado é responsável pelo “blackout” que ocorre em
vários veículos espaciais quando da reentrada atmosférica. Esses valores limites de
18
temperatura são válidos para pressão atmosférica. Entretanto, as condições de pressão e
temperatura existentes em torno do veículo, em vôo atmosférico, são funções da trajetória de
vôo.
O software comercial “Ansys Fluent ®”, o qual combina a física da dinâmica de fluido
computacional (CFD) e anos de desenvolvimento de especialistas em desafios de CFD,
comercializado pela empresa ANSYS, Inc., resolve as equações de conservação de massa,
momentum e energia (equações Navier-Stokes), considerando escoamento reativo (efeitos de
gás real, dissociação e /ou ionização). O “Ansys Fluent ®” inclui rotinas (solvers) que
simulam com precisão o comportamento de escoamento, monofásico e multifásico,
Newtoniano e não Newtoniano, em regime de velocidade desde subsônica até hipersônica.
Cada rotina é validada e otimizada para tempo de simulação rápida.
Este software comercial é adequado para estudo preliminar da Simulação Numérica do
demonstrador scramjet de admissão interna, considerando (Eqs. 6-10) escoamento em regime
permanente, compressível, bidimensional, não viscoso, sem condução de calor, ar com
comportamento de gás perfeito e discretização espacial de segunda ordem.
A geometria implementada neste software (Fig. 6) considera o demonstrador scramjet
de admissão interna, com uma rampa de compressão com bordo de ataque de 12º voando com
velocidade correspondente a Mach 6.64 através da atmosfera terrestre em 30km de altitude
geométrica.
19
RESULTADOS E DISCUSSÕES
Análise Teórico-Analítica
Considerando demonstrador “scramjet” de admissão interna (Fig. 6) com rampa de
compressão (alinhada com o escoamento externo) de 12º voando com velocidade
correspondente a Mach 6,64 através da atmosfera terrestre em 30km de altitude geométrica, o
ângulo da onda de choque obliqua atada assim como os ângulos das ondas de choque obliquas
refletidas (Fig. 9) podem ser avaliadas pela relação fechada (gás perfeito) de choque oblíqua
M
(Eq. 5).
Figura 9: Ondas de choque incidente e refletidas no demonstrador scramjet de admissão
interna.
Observa-se que foram aplicadas as seguintes restrições (Fig. 9): i) onda de choque
incidente estabelecida no bordo de ataque da rampa de 12º devido ao alinhamento da cunha
com o escoamento não perturbado, e ii) a última onda de choque refletida na linha de simetria
do demonstrador deve incidir na entrada da câmara de combustão, onde o escoamento na
câmara de combustão deve estar com pressão estática constante, temperatura estática
constante, densidade estática constante e escoamento supersônico constante (Tab. 1).
As razões das propriedades termodinâmicas (pressão, temperatura, densidade) e o
número de Mach do escoamento sobre a superfície interna e na entrada da câmara de
combustão do demonstrador “scramjet” de admissão interna (Fig. 9) após a onda de choque
oblíqua estabelecida no bordo de ataque de 12º, são determinadas pelas equações fechadas
(Eqs. 1-4) das razões das propriedades após a onda de choque oblíqua incidente e as
consequentes ondas de choque oblíquas refletidas (em relação à linha de simetria)
20
considerando o caso mais simples, escoamento compressível, não viscoso, ar com
comportamento de gás caloricamente perfeito (
1.4
) e motor scramjet sem queima de
Hidrogênio (Tab. 1).
As propriedades termodinâmicas do ar (Tab. 1) sobre a superfície do demonstrador
scramjet de admissão interna devem ser avaliadas pelas razões das propriedades
termodinâmicas (Eqs. 1 a 3) considerando a altitude geométrica (de voo atmosférico) em
30km, onde a pressão estática, temperatura estática, densidade estática e velocidade do som
são
p
1197 Pa
,
T
226 .5 K
,
0.01841 kg m 3
,
a
301,7 m / s
, respectivamente [17].
Tabela 1: Propriedades termodinâmicas na seção de compressão e na câmara de
combustão do demonstrador scramjet de admissão interna, considerando escoamento
compressível, não viscoso, ar como gás perfeito
p
RT
,
1.4 , sem injeção de combustível
Hidrogênio (H2).
Estação 0
6.64
M in
Estação 1
Estação 3
Incidente
1ª reflexão
2ª reflexão
3ª reflexão
6.64
4.717
3.6226
2.8754
in
º
12
12
12
12
out
º
18.7682
9.9375
25.6456
18.2029
4.717
3.6226
2.8754
2.3078
M out
Tout
K
226.5
408
613.5
838
1076.8
pout
Pa
1197
6174
21340
57646
131111
kg/m3
0.01841
0.05271
0.12117
0.23963
0.42417
aout
m/s
301.7
404.9
496.5
580.3
657.8
u out
m/s
2003.1
1909.9
1798.6
1668.5
1518
out
Conforme Heiser e Pratt [4], as condições do escoamento de ar na câmara de combustão
(Fig. 9) do demonstrador scramjet são caracterizadas pelo escoamento supersônico (do ar
21
Ar
comprimido pela seção de compressão) M câmara de combustão
2.3078 (Tab. 1) com
Ar
temperatura do ar na câmara de combustão Tcâmara de combustão 1076.8 K
H2
temperatura de ignição do Hidrogênio (H2) Tignição
acima da
845.18 K Kuchta (1985) e inferior à
temperatura de dissociação do ar na pressão da câmara de combustão (Tab. 1) de
Ar
aproximadamente 1 atm (131111 Pa) TDissociação
do Ar à pressão da câmara de combustão
1700 K .
Figura 10: Temperatura de dissociação para ar atmosférico [4].
A Análise Teórico-Analítica (escoamento permanente, bidimensional, compressível,
não viscoso, ar como gás perfeito) permite determinar não só as propriedades
aerotermodinâmicas (pressão, temperatura, densidade e velocidade) do escoamento de ar na
superfície como também determinar a geometria externa (projeto mecânico e dimensional) do
demonstrador scramjet de admissão interna (Fig. 9), alinhado ao escoamento externo,
considerando vôo atmosférico em 30km de altitude geométrica à velocidade correspondente à
Mach 6.64. Ainda, considera-se que a última onda de choque refletida incida na entrada da
câmara de combustão otimizando a massa de ar na câmara de combustão sendo igual à massa
de ar capturada pela seção frontal.
22
Simulação Teórico-Numérica
Para a presente simulação numérica foi considerado:
a)
Geometria do demonstrador scramjet de admissão interna (Fig. 9) implementada no
software “Ansys Fluent ®”;
b)
Escoamento de ar na seção de compressão (externa e interna) defletido para a entrada do
combustor (Fig. 9) em velocidade supersônica (pressão, densidade, temperatura e
numero de Mach constantes) e permanece constante na saída do combustor;
c)
Não ocorrência da combustão do Oxigênio do ar atmosférico (em velocidade
hipersônica) com o Hidrogênio na câmara de combustão.
Note que as ondas de choque obliquas (atadas) estabelecidas no bordo de ataque da
rampa com deflexão de 12º, incidem em um mesmo ponto na linha de simetria do
demonstrador scramjet de admissão interna, promovendo um trem de choque refletido, sendo
que a última reflexão da onda de choque incide na entrada da câmara de combustão (Fig. 11).
O demonstrador scramjet de admissão interna com uma rampa com 12º de deflexão
(Fig. 6) é capaz de gerar escoamento de ar na câmara de combustão com número de Mach
supersônico
M
2
(Fig. 11) e temperatura estática > 1000K (Fig. 12), maior do que a
temperatura de ignição do Hidrogênio que é próxima de 845K [6].
Figura 11: Curvas de contorno de número de Mach.
23
Figura 12: Curvas de contorno de temperatura estática.
A densidade estática (Fig. 13) e a pressão estática (Fig. 14) através do demonstrador
scramjet de admissão interna mostram a existência de um trem de choque extremamente fraco
(Fig. 15) no inicio da camara de combustão, o qual caracteriza excelente otimização do
projeto da entrada da câmara de combustão, em que a taxa do fluxo de massa na entrada da
câmara de combustão é a mesma da entrada do demonstrador scramjet de admissão interna.
Adicionalmente, o gradiente de densidade estática (Fig. 13) através demonstrador
scramjet de admissão interna pode ser comparado com as fotografias schilieren a serem
obtidas na investigação experimental que poderá ser realizada em trabalhos futuros.
Figura 13: Curvas de contorno de densidade estática.
24
A distribuição de pressão estática (Fig. 14) pode ser utilizada como guia para mostrar o
material e a espessura da estrutura do demonstrador scramjet de admissão interna para
suportar a pressão dinâmica que ocorre quando em voo atmosférico.
Figura 14: Curvas de contorno de pressão estática.
Figura 15: Detalhamento do contorno de pressão estática na câmara de combustão.
As distribuições de pressão estática (Fig. 5 - Anexo), temperatura estática (Fig. 6 Anexo), densidade estática (Fig. 7 - Anexo) e número de Mach (Fig. 8 - Anexo) ao longo da
superfície do demonstrador scramjet com admissão interna obtida pela simulação numérica
são comparáveis com os resultados obtidos das distribuições correspondentes da análise
analítica (Tab. 1).
Ainda, observa-se a ocorrência de um trem de choque caracterizado pela oscilação das
respectivas propriedades aerotermodinâmicas na câmara de combustão do demonstrador
scramjet com admissão interna.
25
PROJETO DE MODELO DO DEMONSTRADOR SCRAMJET DE ADMISSÃO
INTERNA PARA INVESTIGAÇÃO EXPERIMENTAL
Modelo Demonstrador scramjet de admissão interna
Baseado na Análise Teórico-Analítica (Tab. 1) e na Simulação Teórico-Numérica (Figs.
14 a 22) foi possível desenvolver o projeto geométrico (Fig. 9) para realizar a investigação
experimental de modelo do demonstrador scramjet de admissão interna, no Túnel de Choque
Hipersônico T3 (Fig. 9 - Anexo).
Modelo do demonstrador scramjet de admissão interna de 743,8mm de comprimento foi
projetado, e está sendo fabricado em aço inoxidável (Fig. 16), e instrumentado com vinte e
dois transdutores de pressão piezoelétricos instalados na superfície de compressão (12
transdutores de pressão) e na câmara de combustão (10 transdutores de pressão), o qual será
experimentalmente investigado (em futuro próximo) no Túnel de Choque Hipersônico T3
operado no modo equilíbrio de interface com escoamento de ar com velocidade
correspondentes a Mach entre 7 e 8.
Salienta-se que foi adicionado dispositivo modular instalado no inicio da câmara de
combustão visando a injeção de gás Hidrogênio para investigação experimental da combustão
supersônica. Ainda, após a injeção de combustível foi concebido seção transversal com
pequeno ângulo de inclinação, necessário não só para acomodar a camada limite, como
também para expandir os produtos da combustão entre o ar atmosférico, em velocidade
supersônica com temperatura acima da temperatura de ignição do Hidrogênio, e o gás
Hidrogênio.
26
Figura 16: Modelo do demonstrador scramjet de admissão interna.
O modelo do demonstrador scramjet de admissão interna será montado em um suporte de aço
carbono (Fig. 17), especialmente projetado para segurar com firmeza o modelo, na seção de
teste do Túnel de Choque Hipersônico T3 (Fig. 9 - Anexo). Duas janelas de quartzo,
simétricas instaladas na lateral da derivação horizontal do tanque de exaustão, serão utilizadas
como janelas de visualização do escoamento (Fig. 12 - Anexo) e obtenção de fotografias
schlieren.
Figura 17: Modelo do demonstrador scramjet de admissão interna instalado no suporte de aço.
27
CONCLUSÕES
A análise teórico-analítica e a simulação da dinâmica fluido computacional foram
aplicadas para avaliar as propriedades termodinâmicas do scramjet bidimensional de admissão
interna com bordo de ataque, na forma de cunha, de 12°, seção transversal constante, com
zero ângulo de ataque, câmara de combustão com 300mm de comprimento e 11,4mm de
altura total, voando através da atmosfera terrestre a 30km de altitude alinhado ao escoamento
livre hipersônico com Mach 6,64.
Os resultados das análises teórico-analíticas e da fluidodinâmica computacional
mostram que o motor scramjet de admissão interna e cunha de 12° é capaz de gerar
temperaturas estáticas próximas de 1000K no combustor com Mach supersônico maior que 2.
Tal temperatura é superior que a temperatura necessária para ignição do Hidrogênio, que é de
aproximadamente 845K.
Um modelo scramjet bidimensional de simetria interna para investigação experimental
no túnel de choque hipersônico T3 foi proposto baseado nos resultados da análise teóricoanalítica e da fluidodinâmica computacional.
O empreendedorismo de diversos centros de pesquisa no desenvolvimento de avançados
sistemas de propulsão hipersônica aspirada utilizando o conceito de combustão supersônica
“scramjet” com o intuito de substituir os atuais, e convencionais, sistemas de propulsão
baseada em combustão química (propulsão sólida e/ou líquida) motivaram o Instituto de
Estudos Avançados, IEAv, na Pesquisa e Desenvolvimento (P&D) de um demonstrador
tecnológico, denominado Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, VHA 14-X, e suas
versões.
28
REFERÊNCIAS
[1] Anderson Jr., J. A. “Modern Compressible Flow, The Historical Perspective” McGrawHill, Inc, 2003.
[2] Curran, E.T. e Murthy, S.N.B. Scramjet Propulsion. Progress in Astronautics and
Aeronautics, Vol. 189.EUA: AIAA, 2000.
[3] Hallion, R.P. The Hypersonic Revolution. Case Studies in the History of Hypersonic
Technology. Vol. II. From Scramjet to the National Space-Plane (1964-1986). EUA. Air
Force History and Museums Program. 1998.
[4] Heiser, H. W. and Pratt, D. T (with Daley, D. H. and Mehta, U. B.). Hypersonic
Airbreathing Propulsion. Education Series. EUA. AIAA. 1994.
[5] IEAv. Plano de Desenvolvimento Institucional do IEAv. 2011.
[6] Kuchta, J. M., Investigation of Fire and Explosion Accidents in the Chemical, Mining, and
Fuel-Related Industries – a Manual, Bulletin 680, U.S. Bureau of Mines, 1985, Appendix A.
[7] Marren, D. and Lu, F. K., “Advanced Hypersonic Test Facilities”, Progress in
Astronautics and Aeronautics Series, Vol. 198, AIAA, 2002.
[8] Marshall, L.A., Corpening, G.P. e Sherrill, R. A. Chief Engineer's View of the NASA X43A Scramjet Flight Test. In: AIAA/CIRA 13th International Space Planes and Hypersonic
Systems and Technologies Conference, 2005 (AIAA 2005-3332), Capua, Italia. Anais…
2005.20f.
[9] Marshall, L.A., Bahm, C., Corpening, G.P. e Sherrill, R. Overview With Results and
Lessons Learned of the X-43A Mach 10 Flight. In: AIAA/CIRA 13th International Space
Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 2005 (AIAA 2005-3336),
Capua, Italia. Anais… 2005. 23f.
[10] Mcclinton, C.R., Rausch, D., Sitz, J. e Reukauf, P. Hyper-X Program Status. In:
AIAA/NAL-NASDA-ISAS 10th International Space Planes and Hypersonic Systems and
Technologies Conference, 2001 (AIAA 2001-1910), Kyoto, Japan. Anais… 2001. 12f.
[11] Ministério da Defesa/Ministério da Ciência e Tecnologia. Concepção EstratégicaCiência, Tecnologia e Inovação de Interesse da Defesa Nacional. Brasília: 2003.
[12] Rolim, T. C. and Lu, F. K., “Investigation of the Effects of Lateral Cowl Length in an
Inward Turning Scramjet Inlet”, 51st AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2012.
[13] Rolim, T. C. and Lu, F. K., “Design and Stream Thrust Analysis of a Scramjet Engine for
Acceleration Mission from 2 to 3 km/s”, 51st AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2012.
29
[14] Schweikart, L. The Hypersonic Revolution. Case Studies in the History of Hypersonic
Technology. Vol. III. The Quest for the Orbital Jet: The National Space-Plane Program
(1983-1995). EUA. Air Force History and Museums Program. 1998.
[15] Toro, P. G. P., Minucci, M. A. S., Chanes Jr., J. B., Pereira, A. L. and Nagamatsu, H. T.,
2005, “Development of a New Hypersonic Shock Tunnel Facility to Investigate basic
Supersonic Combustion and basic Electromagnetic Energy Addition for Flow Control”. 4th
International Symposium on Beamed Energy Propulsion, Japan.
[16] Toro, P. G. P., Minucci, M. A. S., Chanes Jr., J. B., Oliveira, A.C., Gomes, F. A. A.,
Myrabo, L. N., and Nagamatsu, H. T. (in Memoriam), 2007, “New Hypersonic Shock
Tunnel at the Laboratory of Aerothermodynamics and Hypersonics Prof. Henry T.
Nagamatsu”, 4th International Symposium on Beamed Energy Propulsion, Hawaii.
[17] U.S. Standard Atmosphere, 1976. NASA TM-X 74335. National Oceanic and
Atmospheric Administration, National Aeronautics and Space Administration and United
States Air Force.
[18] Edney BE, 1968, Effects of shock impingement on the heat transfer around blunt
bBodies. AIAA J. 6:15–21
[19] Edney BE, 1968, Anomalous heat transfer and pressure distributions on blunt bodies at
hypersonic speeds in the presence of an impinging shock. FFA-115, The Aeronautical
Research Institute of Sweden
ANEXOS
Artigo Científico apresentado no COBEM 2013 - 22nd International Congress of
Mechanical Engineering, 3-7 Novembro 2013, Ribeirão Preto, SP, Brazil
30
Dados Internacionais de Catalogação-na-Publicação (CIP)
Divisão de Informação e Documentação
Vilela, Renan Guilherme Santos
Projeto Aerodinâmico do Demonstrador scramjet de admissão interna para vôo atmosférico à 30km de
altitude em velocidade correspondente a número de Mach 7.
São José dos Campos, 2013.
30f.
Trabalho de Conclusão de Curso – Curso de Engenharia Aeronáutica e Espaço, UNIVAP de São
José dos Campos, 2013.
Orientadores: Dr. Mário Triches Junior
Paulo Gilberto de Paula Toro – Ph.D.
1.
Engenharia Aeronáutica e Espaço. I. Faculdade de Engenharias, Arquitetura e Urbanismo.
UNIVAP de São José dos Campos. Divisão de Informação e Documentação. II. Projeto Aerodinâmico do
Demonstrador scramjet de admissão interna para vôo atmosférico à 30km de altitude em velocidade
correspondente a número de Mach 7.
REFERÊNCIA BIBLIOGRÁFICA
Vilela, Renan Guilherme Santos. Projeto Aerodinâmico do Demonstrador scramjet de
admissão interna para vôo atmosférico à 30km de altitude em velocidade
correspondente a número de Mach 7. 2013. 30f. Trabalho de Conclusão de Curso –
UNIVAP de São José dos Campos.
CESSÃO DE DIREITOS
NOME DO AUTOR: Renan Guilherme Santos Vilela
TÍTULO DO TRABALHO: Projeto Aerodinâmico do Demonstrador scramjet de admissão
interna para vôo atmosférico à 30km de altitude em velocidade correspondente a número de
Mach 7
TIPO DO TRABALHO/ANO: Trabalho de Conclusão de Curso / 2013
É concedida à UNIVAP de São José dos Campos permissão para reproduzir cópias deste
Trabalho e para emprestar ou vender cópias somente para propósitos acadêmicos e científicos.
O autor reserva outros direitos de publicação e nenhuma parte deste Trabalho pode ser
reproduzida sem a autorização do autor.
____________________________________
Renan Guilherme Santos Vilela
Instituto de Estudos Avançados
Trevo Coronel Aviador José Alberto Albano do Amarante, no 1, Putim.
CEP 12228-001 – São José dos Campos - SP
31
LISTA DE FIGURAS
Figura 1
Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, VHA 14-X.
Concepção artística da geometria de um Demonstrador scramjet de
admissão interna, acoplado a um motor foguete de combustível sólido de
dois estágios.
Esquema de um scramjet conceitual com simetria interna.
Veículo Hipersônico com motor scramjet integrado a estrutura e referência
de terminologia.
Estações de referência do demonstrador scramjet de admissão interna.
Esquema de um modelo scramjet de admissão interna bidimensional para
investigação experimental.
Geometria da onda de choque obliqua incidente sobre a cunha.
10
21
Figura 14
Geometria da onda de choque obliqua refletida.
Ondas de choque incidente e refletidas no demonstrador scramjet de
admissão interna.
Temperatura de dissociação para o ar atmosférico (Heiser and Pratt, 1994).
Figura 15
Curvas de contorno de número de Mach.
27
Figura 16
Curvas de contorno de temperatura estática.
28
Figura 17
Curvas de contorno de densidade estática.
28
Figura 18
Curvas de contorno de pressão estática.
29
Figura 19
Detalhamento do contorno de pressão estática na câmara de combustão.
29
Figura 1
FIGURAS ANEXAS
Veículo “National Aero-Space Plane” NASP.
34
Figura 2
Configuração do veículo X-43.
34
Figura 3
Trajetória de voo do veículo X-43.
35
Figura 4
35
Figura 9
2º voo atmosférico do veículo X-43, propulsado por scramjet.
Distribuição de pressão da simulação numérica e análise analítica ao longo
da superfície do demonstrador scramjet de admissão interna.
Distribuição de temperatura da simulação numérica e análise analítica ao
longo da superfície do demonstrador scramjet de admissão interna.
Distribuição de densidade da simulação numérica e análise analítica ao
longo da superfície do demonstrador scramjet de admissão interna.
Número de Mach da simulação numérica e análise analítica ao longo da
superfície do demonstrador scramjet de admissão interna.
Túnel de Choque Hipersônico T3.
Figura 10
Sistema óptico schilieren acoplado a câmara de alta velocidade cordin.
39
Figura 11
Montagem do sistema de visualização schilieren.
Modelo do demonstrador scramjet de admissão interna instalado na seção
de teste do Túnel de Choque Hipersônico T3.
39
Figura 2
Figura 7
Figura 8
Figura 9
Figura 10
Figura 11
Figura 12
Figura 13
Figura 5
Figura 6
Figura 7
Figura 8
Figura 12
10
17
17
18
19
20
24
26
36
36
37
37
38
40
32
LISTA DE TABELAS
Tabela 1
Propriedades termodinâmicas na seção de compressão e na câmara de 21
combustão do demonstrador scramjet de admissão interna, considerando
escoamento compressível, não viscoso, ar como gás perfeito, sem injeção de
combustível Hidrogênio.
33
Figura 1: Veículo “National Aero-Space Plane” NASP.
Figura 2: Configuração do veículo X-43.
34
Figura 3: Trajetória de vôo do veículo X-43.
Figura 4: 2º vôo atmosférico do veículo X-43, propulsado por “scramjet”.
35
Figura 5: Distribuição de pressão da simulação numérica e análise analítica ao longo da
superfície do demonstrador scramjet de admissão interna.
Figura 6: Distribuição de temperatura da simulação numérica e análise analítica ao longo da
superfície do demonstrador scramjet de admissão interna.
36
Figura 7: Distribuição de densidade da simulação numérica e análise analítica ao longo da
superfície do demonstrador scramjet de admissão interna.
Figura 8: Número de Mach da simulação numérica e análise analítica ao longo da superfície
do demonstrador scramjet de admissão interna.
37
Túnel de Choque Hipersônico T3
Muitas questões relacionadas à combustão supersônica ainda são matérias de
investigação e a maioria delas pode ser realizada em instalações hipersônicas terrestres, como
túneis de choque hipersônico refletido [2;4;7]. Túnel de choque hipersônico refletido é um
tubo de choque equipado com um bocal convergente-divergente para produzir número de
Mach elevados (acima de 5) e escoamento de alta entalpia na seção de teste, próximo às
condições encontradas durante o vôo do demonstrador scramjet com admissão interna em
velocidade hipersônica na atmosfera terrestre.
O Túnel de Choque Hipersônico T3 (Fig. 24) é um túnel de choque hipersônico
equipado com um bocal convergente-divergente com 0,60m de diâmetro de saída, financiado
pela Fundação de Amparo à Pesquisa do Estado de São Paulo (FAPESP, processo nº
2004/00525-7), projetado por Toro et al [15;16], instalado no Laboratório de
Aerotermodinâmica e Hipersônica Professor Henry T. Nagamatsu, utilizado para Pesquisa e
Desenvolvimento (P&D) da investigação experimental da combustão supersônica aplicado a
propulsão aspirada de alta velocidade.
Figura 9: Túnel de Choque Hipersônico T3.
38
Câmara de alta velocidade (Figura 25) Cordin modelo 550 acoplada a sistema de
espelhos ópticos, montados em configuração em “Z” permite obter a visualização dinâmica da
variação da densidade (massa específica) do escoamento hipersônico, possibilitando observar
onda de choque estabelecida sobre o modelo, através do método de fotografia schlieren.
Figura 10: Sistema óptico schlieren acoplado a câmara de alta velocidade Cordin.
O sistema óptico utilizado para a visualização da interação da onda de choque com o
modelo (pelo método de schlieren) inclui: duas mesas ópticas (1200x2400x200 mm), dois
espelhos parabólico de 12 polegadas de diâmetro e dois espelhos planos diâmetro de 16
polegadas (Figura 26).
CCW
SLT
FT1
CC2
SRC
FT2
FT3
QW1
QW2
MODEL
PC1
PC2
NOZZLE
CC1
SRC
SLT
CCW
FT1, 2, 3
CC1, 2
QW1, 2
PC1, 2
KE
HSC
–
–
–
–
–
–
–
–
–
Light Source
Optical Constrictor Slit
Focusing Lens
Flat Mirrors
Concave Mirrors
Quartz Windows
Polycarbonate Side Panels
Knife Edge
High Speed Camera
KE
HSC
Figura 11: Montagem do sistema de visualização schlieren.
39
Figura 12: Modelo do demonstrador scramjet de admissão interna instalado na seção de teste
do Túnel de Choque Hipersônico T3.
40