INPE-16229-TDI/1548

DESENVOLVIMENTO DE UMA BANCADA DE TESTES

DE PROPULSORES HIBRIDOS DE BAIXO EMPUXO

Ricardo Amaral Contaifer

Dissertacao de Mestrado do Curso de Pos-Graduacao em Engenharia e Tecnologia

Espaciais/Combustao e Propulsao, orientada pelo Dr. Fernando de Souza Costa,

aprovada em 29 de junho de 2009.

Registro do documento original:

<http://urlib.net/sid.inpe.br/mtc-m18@80/2009/08.12.14.47>

INPE

Sao Jose dos Campos

2009

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INPE-16229-TDI/1548

DESENVOLVIMENTO DE UMA BANCADA DE TESTES

DE PROPULSORES HIBRIDOS DE BAIXO EMPUXO

Ricardo Amaral Contaifer

Dissertacao de Mestrado do Curso de Pos-Graduacao em Engenharia e Tecnologia

Espaciais/Combustao e Propulsao, orientada pelo Dr. Fernando de Souza Costa,

aprovada em 29 de junho de 2009.

Registro do documento original:

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INPE

Sao Jose dos Campos

2009

Dados Internacionais de Catalogacao na Publicacao (CIP)

Contaifer, Ricardo Amaral.C767d Desenvolvimento de uma bancada de testes de propulsores hı-

bridos de baixo empuxo / Ricardo Amaral Contaifer. – Sao Josedos Campos : INPE, 2009.

191p. ; (INPE-16229-TDI/1548)

Dissertacao (Mestrado em Engenharia e Tecnologia Espaci-ais/Combustao e Propulsao) – Instituto Nacional de PesquisasEspaciais, Sao Jose dos Campos, 2009.

Orientador : Dr. Fernando de Souza Costa.

1. Foguete hıbrido. 2. Parafina. 3. Oxido nitroso. 4. Bancadade testes. I.Tıtulo.

CDU 621.454

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“O temor do Senhor é o princípio do conhecimento; mas os insensatos

desprezam a sabedoria e a instrução.

Ouça o sábio e cresça em ciência, e o entendido adquira habilidade.”

Provérbios 1: 5 e 7

Dedico este trabalho primeiramente a Deus por iluminar meu caminho e me dar

forças para seguir sempre em frente.

A meus pais Sérgio Contaifer e Cecília Rodrigues Amaral Contaifer e minhas

irmãs Cristina e Priscila pelo apoio nos meus estudos, incentivo e estímulo em

todos os momentos e circunstâncias.

AGRADECIMENTOS

Ao meu orientador, Prof. Dr. Fernando de Souza Costa por sua

dedicação, paciência, sensibilidade e apoio ao longo desta jornada.

Aos meus grandes amigos que sempre me incentivaram e me

proporcionaram momentos de lazer, imprescindíveis ao bom andamento deste

estudo.

Aos funcionários e docentes do LCP/INPE que de alguma forma

contribuíram para o meu crescimento e me deram apoio.

Aos meus amigos de mestrado e doutorado pelo companheirismo, apoio

e por todos os momentos felizes que passamos juntos.

À Banca pelas valiosas sugestões e trabalho dedicado a avaliação do

presente estudo.

E a todos aqueles que, de alguma forma, estiveram comigo, seja

presentes ali, seja em oração, um grande abraço. Estou mais próximo de meus

sonhos graças a vocês.

O meu muito obrigado !!!

RESUMO

A busca por propulsores de baixo custo, boa confiabilidade, baixo impacto ambiental e nível de segurança elevado aumentam o interesse pelo desenvolvimento dos propulsores híbridos. Este trabalho descreve o projeto, a construção e a operacionalização de uma bancada de testes de propulsores híbridos com empuxo até 500 N. Um propulsor híbrido de 400 N usando parafina sólida como combustível e óxido nitroso líquido como oxidante foi projetado, construído e testado na bancada. O propulsor conta com sistema de injeção centrífugo, ignitor eletrotérmico catalítico e tubeira refrigerada. A bancada permite testes com pressões até 150 bar no tanque de oxidante e vazões até 600 kg/h do oxidante e dispõe de sistema de aquisição e controle com 32 canais.

DESIGN OF A TEST STAND OF HYBRID ROCKETS

ABSTRACT

The quest for thrusters of low cost, good reliability, low environmental impact and high safety levels increased the interest for development of hybrid thrusters. This work describes the design, construction and operationalization of a stand for testing hybrid thrusters with thrusts up to 500 N. A 400 N hybrid thruster using solid paraffin as fuel and nitrous oxide as oxidizer was designed, built and tested in the stand. The thruster includes a pressure swirl injector, an electro thermal catalytic ignitor and nozzles with and without water cooling. The stand allows tests with oxidizer tank pressures up to 150 bar, oxidant mass flow rates up to 600 kg/h controlled by Coriolis flow meter and controller and includes a data acquisition and control system with 32 channels.

SUMÁRIO

Pág. LISTA DE FIGURAS

LISTA DE TABELAS

LISTA DE SÍMBOLOS

1 INTRODUÇÃO ............................................................................................. 291.1 Vantagens e Desvantagens da Propulsão híbrida ............................. 301.2 Histórico ............................................................................................. 311.3 Propelentes ....................................................................................... 341.4 Aplicações Potenciais ........................................................................ 401.5 Modelamento de Taxa de Regressão ................................................ 411.6 Objetivos ............................................................................................ 44

2 TAXA REGRESSÃO EM MOTORES HÍBRIDOS ........................................ 452.1 Equação para a Taxa de Regressão ................................................. 452.1.1 Efeito da distância axial ..................................................................... 542.2 Expressões Alternativas para a Taxa de Regressão ......................... 572.3 Variação dos Parâmetros Balísticos Durante a Queima .................... 602.3.1 Variação do O/C com o tempo e com o diâmetro .............................. 612.3.2 Mudança de O/C pela variação da vazão de oxidante ...................... 632.3.3 Comprimento estequiométrico ........................................................... 652.3.4 Variação do empuxo .......................................................................... 662.3.5 Sensibilidade à temperatura .............................................................. 672.4 Efeito da Pressão sobre a Radiação e a Cinética ............................. 692.4.1 Radiação ........................................................................................... 692.4.2 Cinética Química ............................................................................... 732.5 Correlacionando os dados experimentais ......................................... 762.6 Taxa de Regressão da Parafina ........................................................ 80

3 PROJETO DA BANCADA ........................................................................... 833.1 Sistema de Suporte ........................................................................... 853.1.1 Subsistema de suporte do propulsor ................................................. 853.1.2 Subsistema de suporte do instrumentação ........................................ 873.2 Sistema de abastecimento e armazenamento de oxidante ............... 893.3 Sistema de pressurização do oxidante .............................................. 943.4 Sistema de purga .............................................................................. 953.5 Sistema de medição e controle ......................................................... 95

3.5.1 Células de carga ................................................................................ 963.5.2 Transdutores de Pressão .................................................................. 993.5.3 Termopares ..................................................................................... 1003.5.4 Medidores de Vazão ........................................................................ 1023.5.5 Válvulas Esfera Eletropneumáticas ................................................. 1073.5.6 Válvulas de Alívio e Anti-Retorno .................................................... 1103.6 Sistema de pressurização das válvulas pneumáticas ..................... 1113.7 Sistema de aquisição e tratamento de dados .................................. 1123.8 Sistema de controle de operação .................................................... 117

4 PROJETO DO PROPULSOR .................................................................... 1214.1 Dimensionamento do Grão e da Tubeira do Propulsor Híbrido ....... 1224.2 Projeto do Propulsor ........................................................................ 1284.2.1 Tubeiras ........................................................................................... 1304.2.2 Câmara de Combustão .................................................................... 1334.2.2.1 Grão Propelente .............................................................................. 1354.2.2.2 Pré-câmara ...................................................................................... 1374.2.3 Injetor .............................................................................................. 1394.2.4 Ignitor .............................................................................................. 1434.2.4.1 Configuração do ignitor eletrotérmico catalítico ............................... 1454.2.4.2 Projeto da bancada de testes para o ignitor eletrotérmico ............... 146

5 RESULTADOS E DISCUSSÕES ............................................................... 1495.1 Testes da Ignição ............................................................................ 1495.3 Testes do Propulsor, da Bancada e Subsistemas ........................... 1585.4 Testes da Injeção ............................................................................ 1645.5 Desempenho do Propulsor .............................................................. 166

6 CONCLUSÃO ............................................................................................ 173 REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS .............................................................. 177

APÊNDICE A – PROGRAMA ESCRITO EM LINGUAGEM MATLAB 2006 PARA CÁLCULO DO INJETOR CENTRIFUGO ........................................... 185

APÊNDICE B – PROGRAMA ESCRITO EM LINGUAGEM MATLAB 2006 PARA DOS PRINCIPAIS PARÂMETROS DO MOTOR HÍBRIDO ................ 187

APÊNDICE C – DESENHOS TÉCNICOS DAS PEÇAS PROJETADAS E CONSTRUIDAS DA BANCADA DE TESTES E MOTOR HÍBRIDO ............. 191

LISTA DE FIGURAS

Pág.

1.1 Desenho esquemático de um propulsor híbrido clássico e modelo de combustão no interior do grão. ................................................................ 30

1.2 Teste de um propulsor de parafina e N2O4 no LCP em 2008. ................. 341.3 Taxas de regressão de propelentes híbridos. .......................................... 36 1.4 Ilustração do processo de queima da parafina. ....................................... 37 1.5 Quantidade de oxigênio livre disponível para a combustão. .................... 39 1.6 Desempenho teórico de pares propelentes em vácuo. ............................ 40 1.7 Fotografia Schlieren da camada limite da combustão de um foguete

híbrido. ..................................................................................................... 42 1.8 Modelo esquemático da zona de combustão em um foguete híbrido. ..... 43

2.1 Curvas de equações aproximadas usadas para representar a razão Cf/Cf0 . ...................................................................................................... 52

2.2 Elemento de volume no escoamento em uma porta do grão. .................. 55 2.3 Perfis da porta de combustão de um grão cilíndrico plotados a partir

da Tabela 2.1. .......................................................................................... 57 2.4 Comparação entre as taxas de queima usando as Eqs. (2.27) e

(2.38). ...................................................................................................... 60 2.5 Comportamento da razão O/C em função dos diâmetros inicial e final

da porta. ................................................................................................... 63 2.6 Comportamento da razão O/C em função das vazões mássicas

inicial e final de oxidante. ......................................................................... 64 2.7 Efeito da temperatura em um motor híbrido de PMMA e O2 . .................. 672.8 Efeito da Radiação sobre a Taxa de Regressão...................................... 73 2.9 Razão da taxa de queima em termos do parâmetro tθ . .......................... 75 2.10 Dados experimentais de um motor de PMMA/O2

obtidos com vazão

mássica constante e variando a pressão. ................................................ 762.11 Efeitos da pressão sobre a taxa de regressão. ........................................ 79

3.1 Diagrama simplificado da bancada. ......................................................... 84 3.2 Bancada de testes e linhas de gases e líquidos. ..................................... 84 3.3 Bancada de suporte do propulsor. ........................................................... 85 3.4 Fixação do propulsor na balança de empuxo. ......................................... 86 3.5 Sistema de suporte da instrumentação. ................................................... 87 3.6 Bancada de instrumentação vista da placa de proteção e da

montagem dos equipamentos .................................................................. 88

3.7 Vista da bancada de instrumentação e propulsor. ................................... 89 3.8 Tanque em aço inox 304. ......................................................................... 90 3.9 Tubo pescador no tanque de oxidante. .................................................... 91 3.10 Válvula suspiro. ........................................................................................ 91 3.11 Parte superior do sistema de abastecimento do tanque. .......................... 92 3.12 Manômetro e filtro da linha de abastecimento. ......................................... 93 3.13 Regulador de alta vazão. .......................................................................... 94 3.14 Célula de carga de 100 kg para medida do empuxo. ............................... 96 3.15 Montagem da célula de carga de 100 kg e sistema de calibração. .......... 97 3.16 Célula de carga tipo S de tração/compressão. ......................................... 98 3.17 Célula de carga montada para pesagem do oxidante no tanque. ............ 98 3.18 Posicionamento dos transdutores de pressão na ignição e no

propulsor. ................................................................................................. 99 3.19 Transdutor de pressão A-10. .................................................................. 100 3.20 Vista dos termopares. ............................................................................. 101 3.21 Termopares no sistema de ignição. ........................................................ 102 3.22 Diagrama do principio de funcionamento do medidor Coriolis. .............. 103 3.23 Medidor de vazão Coriolis. ..................................................................... 104 3.24 Módulo eletrônico de controle E-7500. ................................................... 105 3.25 Medidor de vazão termal mássico GFC17. ............................................ 106 3.26 Medidor de vazão do tipo rotâmetro. ...................................................... 107 3.27 Bancada de instrumentação mostrando válvulas. .................................. 108 3.36 Diagrama de blocos do programa desenvolvido. ................................... 117 3.37 Antiga versão do programa de controle de operação da bancada. ........ 118 3.38 Última versão do programa de controle de operação da bancada. ........ 118

4.1 Isp e CF para o par N2 O - parafina. ........................................................ 1254.2 Isp e CF para o par H2O2 (85%) - parafina. ............................................ 1264.3 Propulsor híbrido de 400 N para teste na bancada. ............................... 129 4.4 Fotos do propulsor híbrido de 400 N. ..................................................... 130 4.5 Tubeira refrigerada (fase de construção). .............................................. 131 4.6 Tubeira com refrigeração à esquerda e sem refrigeração a direita. ....... 132 4.7 Projeto e algumas dimensões da tubeira. .............................................. 133 4.8 Fotos da câmara de combustão. ............................................................ 134 4.9 Vista do grão combustível, anéis de suporte e proteção térmica de

polietileno e foto do grão combustível e proteção térmica de polietileno. .............................................................................................. 135

4.10 Vista do grão combustível, anéis de suporte e proteção térmica de polietileno e foto da seção de aço que comporta a câmara de combustão. ............................................................................................. 136

4.11 Anéis de suporte do grão propelente. .................................................... 136 4.12 Vistas da pré-câmara (fase de projeto). ................................................. 137 4.13 Corpo da pré-câmara e entrada do sistema de ignição (estágio de

fabricação) ............................................................................................. 138 4.14 Vista da pré-câmara montada no motor, com o ignitor acoplado. .......... 138 4.15 Esquema de um injetor “pressure swirl”. ................................................ 139 4.16 Vista do conjunto injetor (projeto em CAD). ........................................... 142 4.17 Foto da câmara de injetores na fase de construção. ............................. 142 4.18 Foto da placa de injeção. ....................................................................... 143 4.19 Vista do propulsor híbrido e ignitor termo-catalítico em suas

bancadas. .............................................................................................. 144 4.20 Vista do propulsor híbrido com ignitor termo-catalítico montado. .......... 144 4.21 Vista em corte do propulsor/ignitor eletrotérmico catalítico. ................... 146 4.22 Esquema da bancada de testes do ignitor eletrotérmico. ...................... 147 4.23 Projetos da bancada de testes do ignitor eletrotérmico. ........................ 147 4.24 Foto da bancada de testes do ignitor eletrotérmico. .............................. 148 4.25 Foto da fonte de alimentação e controles de temperatura do ignitor. .... 148

5.1 Falha no teste com o ignitor termo-catalítico do propulsor de 400 N. .... 150 5.2 Teste de ignição bem sucedido com o propulsor híbrido aberto. ........... 151 5.3 Re-ignição na pré-câmara do motor híbrido aberto. .............................. 152 5.4 Temperaturas e empuxo do teste do dia 18/02/09. ................................ 153 5.5 Temperaturas e empuxo do teste do dia 18/03/09. ................................ 153 5.6 Coloração do aço do corpo do ignitor após vários testes. ..................... 154 5.7 Pressões e massa de oxidante do teste do dia 18/02/09. ...................... 159 5.8 Pressões e massa de oxidante do teste do dia 18/03/09. ...................... 160 5.9 Atraso entre as curvas de pressão na linha e pressão na câmara no

teste do dia 18/02/09. ............................................................................ 161 5.10 Atraso entre as curvas de pressão na linha e de pressão na câmara

no teste do dia 18/03/09. ....................................................................... 162 5.12 Variação da massa de oxidante durante o teste do dia 18/03/09. ......... 163 5.13 Teste de injeção com o motor aberto. .................................................... 164 5.14 Queda de pressão no injetor no teste do dia 18/02/09. ......................... 165 5.15 Queda de pressão no injetor no teste do dia 18/03/09. ......................... 165 5.16 Resultados do teste do propulsor híbrido com a tubeira com camisa

de refrigeração. ...................................................................................... 166 5.17 Resultados do teste do propulsor híbrido com a tubeira sem camisa

de refrigeração. ...................................................................................... 167 5.18 Isp e CF

calculados a partir dos resultados do teste do propulsor

híbrido com a tubeira com camisa de refrigeração. ............................... 169

5.19 Isp e CF

calculados a partir dos resultados do teste do propulsor

híbrido com a tubeira sem camisa de refrigeração ................................. 1695.20 Teste de injeção com o motor aberto. .................................................... 170 5.21 Transiente de partida do propulsor híbrido. ............................................ 171

6.1 Disco de ruptura. .................................................................................... 175 6.2 Posicionamento da válvula agulha na linha de purga. ............................ 176

LISTA DE TABELAS

Pág.

2.1 – Perfis da taxa de queima ao longo de uma porta circular. ...................... 562.2 – Efeitos da radiação sobre a taxa de queima. .......................................... 71

4.1 – Alguns parâmetros iniciais para projeto do propulsor híbrido. ............... 1214.2 – Parâmetros dos pares propelentes. ...................................................... 1274.3 – Dimensões do grão e da tubeira para cada par propelente. .................. 1274.4 – Dados utilizados para cálculo do injetor. ............................................... 140

LISTA DE SÍMBOLOS

α Constante de derivação empírica ou semi-ângulo m2

a

/partícula ou º

Coeficiente da taxa de regressão do combustível -

a Coeficiente da taxa de regressão incorporando o termo de comprimento do grão o -

A Área do orifício de saída do injetor o m

A

2

Área da seção transversal da porta p m

A

2

Área da saída da tubeira s m

A

2

Área da garganta da tubeira t m

b

2

Constante empírica que depende do percentual de metal e de O/C -

B Parâmetro de sopro ou número de transferência de massa -

B Parâmetro de sopro com a radiação r -

c Calor específico do sólido J/kgK

C Constante empírica -

C Coeficiente de descarga d -

C Coeficiente de atrito do escoamento f -

C Coeficiente de empuxo F -

0fC Coeficiente de atrito sem vaporização -

C Número de Stanton H -

0HC Número de Stanton sem vaporização -

c Calor específico do gás a pressão constante p J/kgK

d Diâmetro do orifício de saída o m

D Diâmetro da porta m

D Diâmetro externo do grão de combustível eg m

D Diâmetro final da porta de combustão f m

D Diâmetro hidráulico H m

D Diâmetro hidráulico médio Hmed m

D Diâmetro inicial da porta de combustão i m

D Diâmetro interno inicial do grão de combustível ig m

D Diâmetro da porta de entrada do swirl p m

D Diâmetro da câmara do swirl s m

ε Razão de expansão da tubeira -

ε Emissividade do gás g -

ε Emissividade da parede s -

E Energia de ativação J/mol

F Empuxo N

g Aceleração da gravidade 0 m/s

G Fluxo mássico de propelente kg/m2

G

s

Fluxo mássico de combustível c kg/m2

cdG

s

Acréscimo no fluxo de massa axial de combustível do grão kg/m2

G

s

Fluxo inicial de oxidante io kg/m2

G

s

Fluxo mássico médio ao longo da porta med kg/m2

G

s

Fluxo mássico de oxidante o kg/m2

∆h

s

Diferença de entalpia específica total entre a chama e a parede J/kg

h Entalpia do gás J/kg

h Coeficiente de convecção conv W/m2

h

K

Calor total de gaseificação do combustível por unidade de massa v J/kg

Isp Impulso específico s

I Comprimento característico da chama 1 m

I Comprimento característico da mistura 2 m

Isp Impulso específico s

k Constante empírica de derivação -

K Coeficiente de velocidade v -

l Comprimento do orifício do swirl o -

L Comprimento da porta onde Gc m é medido

L Comprimento onde a estequiometria desejada ocorre est m

L Comprimento do grão g m

L Comprimento da porta p m

(L/D) Razão entre o comprimento e o diâmetro estequiométricos da porta est -

µ Coeficiente de viscosidade dinâmica do gás kg/m∙s

µCoeficiente de viscosidade dinâmica do N

L 2 kg/m∙s O a 80 bar e 293 K

cdm Massa de combustível do grão adicionada radialmente kg/s

m Expoente experimental da taxa de regressão do combustível -

m Massa de combustível c kg

cm Fluxo mássico de combustível kg/s

cm′′ Fluxo mássico de combustível vaporizado por unidade de área kg/m2

im

s

Vazão mássica de oxidante através do injetor kg/s

om Vazão mássica de oxidante kg/s

pm Vazão mássica total de propelente kg/s

n Expoente experimental da taxa de regressão do combustível ou ordem global da reação -

N Densidade de partículas partículas/m

O/C

3

Razão entre as massas do oxidante e do combustível -

(O/C) Razão mássica estequiométrica entre oxidante e combustível est -

π Sensibilidade da pressão à temperatura para híbridos k -

∆P Diferença de pressão no injetor L bar

p Pressão na câmara c Pa

P Perímetro da porta m

Pr Número de Prandtl -

θ Razão entre os tempos característicos t -

q Variável auxiliar -

q′′ Fluxo de calor j/m2

′′cq

s

Fluxo de calor convectivo j/m2

′′rq

s

Fluxo de calor radiativo j/m2

sq′′

s

Fluxo de calor da chama para a superfície do combustível j/m2

ρ

s

Massa específica do combustível sólido c kg/m

ρ

3

Massa específica do gás no escoamento livre e kg/m

ρ

3

Massa específica do gás na chama f kg/m

ρ

3

Massa específica do N2O a 80 bar e 293 K L kg/m

r

3

Taxa de regressão m/s

cr Taxa de queima devida apenas à condução m/s

medr Taxa de regressão média ao longo da porta m/s

R Constante do gás J/mol

Re Número de Reynolds -

St Número de Stanton -

σ Constante de Stefan-Boltzmann W/m2K

σ

4

Sensibilidade à temperatura da taxa de queima p -

τ Tensão de cisalhamento (força tangencial por unidade de área) Pa

τTensão de cisalhamento na superfície do combustível sólido s Pa

t Tempo ou tempo de reação s

t Tempo de queima b s

T Tempo de difusão s

T Temperatura de referência 0 K

T Temperatura da chama f K

T Temperatura da superfície s K

U Velocidade resultante no orifício do swirl m/s

U Velocidade teórica resultante no orifício do swirl ideal m/s

v Velocidade axial do gás m/s

V Velocidade axial na chama b m/s

V Volume do combustível c m

v

3

Velocidade do gás no escoamento livre e m/s

V Velocidade na borda da camada limite e m/s

v Velocidade do gás na chama f m/s

x Distância axial no grão combustível a partir do início da porta m

dx Elemento de comprimento m

y Distância radial no grão combustível a partir de superfície da porta m

z Comprimento óptico ou distância da chama à parede m

29

1 INTRODUÇÃO

Propulsão em um sentido amplo é o ato de modificar o movimento de um

corpo. Os mecanismos de propulsão fornecem uma força que pode ser

utilizada para vencer a gravidade, mudar a velocidade ou superar a resistência

do meio ao movimento. A propulsão a jato baseia-se na ejeção de matéria de

um sistema gerando uma força de reação sobre o sistema. A propulsão por

foguete é uma classe da propulsão a jato em que o empuxo é produzido pela

ejeção exclusivamente de matéria armazenada no próprio sistema, chamada

de propelente (SUTTON, 2001).

Os sistemas de propulsão podem ser classificados de acordo com a fonte de

energia utilizada: propulsão química, elétrica, nuclear, solar e outras. A

propulsão por foguetes enquadra-se no ramo da propulsão química, pois se

utiliza a energia liberada em reações químicas de combustão. Os foguetes

podem ser classificados conforme as fases ou estados físicos dos propelentes

empregados: sólidos, líquidos, a gás ou híbridos. Os foguetes a propelentes

híbridos utilizam propelentes em fases diferentes, sendo mais usual o emprego

do combustível na fase sólida e do oxidante na fase líquida.

Apesar de haver muitos componentes em comum com os foguetes a

propelentes líquidos ou sólidos, os foguetes a propelentes híbridos operam de

uma forma distinta. Em foguetes a propelente sólido (homogêneo), o oxidante e

o combustível estão intimamente misturados numa única fase sólida e a

combustão ocorre quando a superfície exposta é aquecida até alcançar a

temperatura de ignição. Em foguetes a propelentes líquidos, o combustível e o

oxidante líquidos são misturados através de um sistema de injeção, formando

uma mistura combustível dentro de uma câmara de combustão. Busca-se, em

geral, neste caso, uma mistura uniforme entre o oxidante e combustível ao

longo da câmara de combustão. Em foguetes híbridos, a queima se dá através

de um processo de difusão turbulenta macroscópica, de forma que a razão

30

oxidante-combustível varia, em geral, ao longo da câmara de combustão e ao

longo do tempo (ALTMAN e HOLZMAN, 2007).

A Figura 1.1 mostra um esquema de um foguete híbrido onde o oxidante é

injetado através de um injetor a montante do grão combustível em uma pré-

câmara e passa pela porta de combustão, no caso, um furo cilíndrico. Mostra-

se também a chama de difusão turbulenta que se estabelece entre o

escoamento central e a parede do grão que regride devido à evaporação e

queima da parafina sólida.

Figura 1.1 – Desenho esquemático de um propulsor híbrido clássico e modelo de

combustão no interior do grão.

Fonte: Adaptado de Chiaverini e Kuo (2007).

1.1 Vantagens e Desvantagens da Propulsão híbrida

A tecnologia de propulsão híbrida já é conhecida há mais de 50 anos, mas

somente a partir da década de 1960 as suas características de segurança

motivaram uma pesquisa significativa. Atualmente a busca por propelentes

limpos ou “green propellants”, ou seja, propelentes pouco tóxicos e pouco

poluentes, juntamente com as necessidades de segurança de operação,

31

armazenabilidade, redução dos custos das missões e interesse pelo

lançamento de pequenas cargas ou de pequenos satélites, tornaram os

propulsores híbridos mais atrativos.

A operação segura dos sistemas de propulsão híbrida está relacionada à

separação entre combustível e oxidante, diferentemente dos sistemas de

propulsão a propelente sólido nos quais, após iniciada, a queima não pode ser

interrompida. Outra característica importante de segurança é a independência

da taxa de regressão com relação à pressão, tornando os sistemas híbridos

mais seguros que os sistemas sólidos caso ocorram picos de pressão.

Os sistemas híbridos usam apenas um propelente líquido, requerendo somente

uma linha de alimentação e um sistema de injeção relativamente simples,

enquanto os sistemas bipropelentes líquidos requerem duas linhas de

alimentação de líquidos e uma placa de injeção complexa a fim de colidir e

misturar os jatos de oxidante e combustível. O controle da vazão de oxidante

nos motores híbridos permite o controle acurado do nível de empuxo e a

realização de re-acionamentos.

1.2 Histórico

Motores híbridos utilizando diferentes combustíveis e oxidantes foram testados

em diversos países. Na França, a ONERA, SNECMA e a SEP desenvolveram

um motor híbrido usando ácido nítrico como oxidante e um combustível a base

de amina. Foram realizados 8 vôos até 1967, alcançando 100 km de altitude,

todos bem sucedidos. Na Suécia, a Volvo Flygmotor desenvolveu um foguete

híbrido usando ácido nítrico como oxidante e polibutadieno misturado com uma

amina aromática como combustível. Houve um vôo bem sucedido em 1969,

transportando uma carga útil de 20 kg até 80 km. Nos EUA, a United

Technologies Center e a Beech Aircraft, no final da década de 1960,

desenvolveram o foguete Sandpiper, para uso como alvo em grandes altitudes.

O Sandpiper utilizava como propelentes MON-25 (25% NO e 75 % de N2O4) e

32

polimetil-meta-acrilato (PMMA) com magnésio. Os primeiros 6 vôos ocorreram

em 1968, atingindo 160 km de altitude. A segunda versão do foguete, chamada

HAST, usava IRFNA-PB com PMMA e tinha 33 cm de diâmetro. Uma versão

baseada no HAST, chamada de Firebolt, f;oi desenvolvida pela Chemical

Systems Division (CSD) e a Teledyne Aircraft, e voou até meados de 1980. A

CSD testou em 1970 um foguete híbrido usando lítio como combustível e uma

mistura de flúor com oxigênio líquido como oxidante, atingindo um impulso

específico de 380 s (teórico em vácuo). Os maiores foguetes híbridos foram

construídos pela AMROC (American Rocket Company) no final dos anos 1980

e nos anos 1990. A AMROC construiu o motor H-500 que usava oxigênio

líquido e HTPB (polibutadieno hidroxilado), gerando empuxo de 312000 N com

um tempo de queima de 70 segundos. A última versão, H-250F, com os

mesmos propelentes, atingia 1000000 N de empuxo. Em janeiro de 1994 a

academia da força aérea americana (USAFA) lançou um foguete de sondagem

de 6,4 m de comprimento usando HTPB e LOX (oxigênio líquido) (HUMBLE et

al., 1995).

Em 2001, a NASA juntamente com pesquisadores da Universidade de

Stanford, nos EUA, construíram uma grande instalação de testes de motores

híbridos no centro de pesquisas NASA Ames. Em 2004, as empresas

americanas Spacedev e Scaled Composites lançaram com sucesso o veículo

suborbital Spaceship-One, ganhador do prêmio Ansari X-Prize, empregando

HTPB e óxido nitroso (N2O) como propelentes. Na Universidade de Purdue,

nos EUA, se realiza atualmente um programa de demonstração de tecnologia

híbrida visando desenvolvimento de um lançador de pequenos satélites. Um

modelo de vôo está sendo montado com motores de 250 lbf de empuxo

empregando peróxido de hidrogênio e HTPB. Em outubro de 2006, a NASA, o

Space Propulsion Group (SPG) e a Universidade de Stanford lançaram nos

EUA o programa de desenvolvimento do foguete de sondagem híbrido

Peregrine, usando parafina e óxido nitroso, para colocação de cargas úteis a

100 km de altitude. O SPG também realiza atualmente testes de motores

33

híbridos de 11” de diâmetro com LOX e parafina, atingindo empuxos de 6000

lbf, visando estabelecer linhas de projeto escaláveis para motores híbridos

mono-perfurados. A empresa Orbital Technologies vem testando um novo

sistema de injeção vortical do oxidante e novas misturas de combustíveis

híbridos, sob contrato inicial do centro espacial NASA Marshall, e agora com

financiamento do exército americano, da agência de defesa de mísseis dos

EUA e de um programa conjunto força aérea americana com a NASA. Várias

combinações combustível/oxidante estão sendo estudadas, incluindo

combustíveis a base de parafina e metalizados e testes na faixa de 10000 lbf

estão planejados. O escoamento vortical do oxidante aumenta a taxa de

regressão do combustível sólido, permitindo o uso de grãos mono-perfurados.

A Universidade Estadual da Pensilvânia, nos EUA, desenvolve combustíveis

poliméricos e não poliméricos para queima com oxigênio gasoso ou óxido

nitroso em motores em escala de laboratório. Partículas de alumínio foram

adicionadas a combustíveis a base de HTPB para testes. Na Alemanha foi

testado um motor híbrido de multi-camadas criogênico (FROLIK, 2002). Na

Universidade de Tsinghua, na China, estão sendo testados motores híbridos de

5 N usando óxido nitroso decomposto cataliticamente e queimando com

parafina, PE (polietileno) e PMMA (polimetil-meta-acrilato). Diversos outros

desenvolvimentos em propulsão híbrida estão sendo feitos atualmente em

outros países, como Índia, Canadá, Romênia, etc.

No Brasil, estudos sobre propulsão híbrida foram iniciados no ano 2000 pelo

grupo liderado pelo Prof. Carlos Gurgel na Universidade de Brasília. Foram

testados com sucesso foguetes híbridos de 850 e 1500 N, empregando

parafina e óxido nitroso. Nos últimos anos o projeto de desenvolvimento contou

com o suporte do programa UNIESPAÇO da AEB e com apoio do CNPq.

Ao longo dos últimos 20 anos foram desenvolvidos estato-reatores (ramjets e

scramjets) no Laboratório Associado de Combustão e Propulsão do Instituto

Nacional de Pesquisas Espaciais (LCP/INPE). Os estato-reatores são uma

34

classe de propulsores híbridos, porém com queima em ar atmosférico. Nos

testes realizados foram utilizados polímeros (PE, HTPB) como combustível.

Em 2004, foram iniciados no LCP desenvolvimentos de motores híbridos de

baixo empuxo (100 e 200 N) empregando N2O4 e H2O2 como oxidantes e

parafina como combustível, visando seu emprego em motores de apogeu ou

rolamento de veículos lançadores. A Figura 1.2 mostra um propulsor híbrido de

parafina e N2O4

testado no LCP/INPE.

Figura 1.2 – Teste de um propulsor de parafina e N2O4

no LCP em 2008.

1.3 Propelentes

Propulsores híbridos usando combustíveis convencionais (PE, HTPB)

apresentam um nível de empuxo relativamente baixo, devido às baixas taxas

de regressão (taxas de queima) do grão de combustível, tornando necessário o

uso de um grande número de portas no grão. Karabeyoglu et al. (2003a)

mostraram as seguintes desvantagens do uso de grãos multi-porta:

35

Grandes frações do combustível permanecem não queimadas e não

são usadas para propulsão;

Problemas de integridade do grão no fim da queima quando a

espessura entre os furos (web thickness) é muito pequena, tornando

o grão suscetível a falha estrutural (suportes podem ser usados para

resolver o problema, entretanto eles aumentam a massa e a

complexidade do sistema);

Fabricação de grãos multi-porta é mais difícil e cara do que a de

grãos mono-perfurados;

Necessidade de injetores múltiplos ou de câmara de pré-combustão;

Possibilidade de queima não uniforme entre as portas.

Em conseqüência disso, novos pares combustível-oxidante estão sendo

testados, visando obter maiores taxas de regressão e obter maiores empuxos,

usando-se grãos mono-perfurados, sem os problemas decorrentes do uso de

grãos multi-perfurados.

A Figura 1.3 mostra as taxas de regressão de alguns propelentes híbridos com

diferentes oxidantes, em função do fluxo mássico do oxidante. Observa-se que

o aumento do fluxo mássico de oxidante aumenta significativamente a taxa de

regressão do combustível. Todavia a partir de certo valor, não especificado na

figura, ocorre a extinção da chama, devido ao fluxo excessivo de oxidante. Os

limites de operação devem ser verificados experimentalmente, para cada caso.

Pode-se também verificar na Figura 1.3 que o peróxido de hidrogênio e a

parafina fornecem as maiores taxas de regressão, para uma mesma vazão

mássica de oxidante.

36

Figura 1.3 – Taxas de regressão de propelentes híbridos.

Karabeyoglu et al. (2003a,b; 2004) verificaram ser possível triplicar a taxa de

regressão de motores a propelente híbridos utilizando parafina como

combustível sólido. Estes elevados valores de taxa de regressão colocam o par

oxigênio líquido/parafina com impulso específico maior que os foguetes a

combustível sólido; cerca de 300 s para o híbrido contra aproximadamente 270

s dos sólidos. Este aumento se deve a um processo de produção e lançamento

de gotas de parafina no escoamento central, que pode ser melhor

compreendido com auxílio da Figura 1.4.

Resultados promissores foram obtidos por Brown e Lydon (2005), Karabeyoglu

et al. (2004), Santos et al. (2005), McCormick et al. (2005), Contaifer et al.

(2005) e Gouvêa (2007) usando-se parafina com vários oxidantes: oxigênio

líquido, oxigênio gasoso, óxido nitroso e peróxido de hidrogênio.

0 50 100 150 200 250 300 0

2

4

6

8 H2O2 (84%) / Parafina GOx / Parafina GOx / Polibutadieno H2O2 (85%) / Polietileno (1m comprimento) Extrapolação de dados experimentais

Taxa

de

regr

essã

o (m

m/s

)

Fluxo mássico de oxidante (kg/m²/s)

37

Oxidante

Filme líquido

Grão de Parafina

Chama de difusão

Ondas

Gotas reativas

Figura 1.4 – Ilustração do processo de queima da parafina.

Fonte: Adaptado de Dornhein (2003).

O óxido nitroso (N2O) oferece muitas vantagens como propelente. É não-

corrosivo e pode ser usado com materiais estruturais comuns. O óxido nitroso é

estável e relativamente não reativo em temperaturas ambiente com, por

exemplo, o ozônio, hidrogênio, halogênios, metais alcalinos, etc. É decomposto

em nitrogênio e oxigênio por aquecimento acima 520 °C. A composição

química dos produtos da decomposição (36,3% O2 + 63,7% N2

) é semelhante

à do ar. A reação de decomposição pode ser acelerada através do uso de

catalisadores. Em temperaturas elevadas o óxido nitroso queima e oxida certos

compostos orgânicos, metais alcalinos, etc. Três propriedades básicas tornam

atrativo o óxido nitroso como propelente de foguete:

Pode ser armazenado como um líquido (~745 kg/m3) com uma

pressão de vapor de aproximadamente 52 bar a 20 °C.

Decompõe-se exotermicamente a uma temperatura de cerca de

1640 °C.

38

O oxigênio livre disponível através da decomposição pode ser

queimado com vários combustíveis.

Tirando partido destas propriedades, especialmente com a decomposição

catalítica exotérmica, o óxido nitroso pode ser utilizado de forma satisfatória

em:

Propulsores a gás frio para controle de atitude de satélites e de

veículos espaciais.

Propulsores monopropelentes para controle de atitude, manobras

orbitais e manutenção de órbita de satélites, estações espaciais e

veículos espaciais.

Propulsores bipropelentes para mudanças de órbita.

Unidades geradoras de energia a bordo de naves espaciais ou

veículos lançadores.

Geração de oxigênio a bordo de naves espaciais.

Pelo fato de um grande número de aplicações de propulsão poder ser realizado

com um propelente auto-pressurizado, podem ser concebidos sistemas de

propulsão multi-modo para satisfazer a uma ampla variedade de requisitos de

missão. Tais sistemas se utilizam de diferentes tipos de propulsores

alimentados por óxido nitroso a partir de um único tanque. O óxido nitroso não

é novo para a comunidade de propulsão. A empresa AMROC, por exemplo,

utilizou óxido nitroso em seus motores híbridos. Ele também é bastante usado

em foguetes amadores em combinação com combustíveis sólidos (propileno,

polibutadieno, asfalto, etc) e combustíveis líquidos (alcoóis, etc.). A empresa

Surrey desenvolveu um propulsor eletrotérmico do tipo resistojato para

correção de órbita do mini-satélite UoSAT-12. O avião tripulado sub orbital

39

“Space Cruiser System” (SCS), totalmente recuperável e reutilizável, foi

projetado para utilizar óxido nitroso e propano pressurizados (ZAKIROV et al.,

2001).

Gerada pela decomposição do óxido nitroso, uma mistura quente de nitrogênio

e oxigênio pode ser ejetada por uma tubeira, em um motor monopropelente, ou

usada para queimar um combustível. A quantidade de oxigênio livre liberado na

decomposição de óxido nitroso é comparável à do peróxido de hidrogênio e ao

oxigênio gasoso puro (GOX) a 152 bar, conforme mostrado na Figura 1.5.

Embora o GOX tenha uma fração de massa de 100%, a massa de oxigênio por

unidade de volume do óxido nitroso e do peróxido de hidrogênio é maior.

Figura 1.5 – Quantidade de oxigênio livre disponível para a combustão.

Fonte: Adaptado de Zakirov et al. (2001).

O desempenho teórico de várias combinações de pares propelentes com óxido

nitroso foi avaliado por Zakirov et al. (2001) para determinar sua viabilidade

0

100

200

300

400

500

600

700

N2O 89% H2O2 GOX

O2 (%)

O2 (g/L de propelente)

40

para aplicações futuras, conforme visto na Figura 1.6. Embora o desempenho

teórico dos pares propelentes não-tóxicos sejam um pouco menor do que o do

tetróxido de nitrogênio com hidrazinas, ele é ainda alto o suficiente (330s) para

ser considerado viável na propulsão de pequenos satélites.

Figura 1.6 – Desempenho teórico de pares propelentes em vácuo.

Fonte: Adaptado de Zakirov et al. (2001).

1.4 Aplicações Potenciais

Foguetes híbridos podem ser utilizados praticamente em todas as aplicações

em que os demais foguetes são empregados. Isso é possível por conta da

versatilidade dos propelentes disponíveis, a larga faixa de desempenho e a

flexibilidade no controle de empuxo, permitindo interrupção da queima e re-

acionamentos. Porém há aplicações nas quais os híbridos podem ter um

melhor desempenho:

300

310

320

330

340

350

360

370

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11

Isp

(s)

O/C

NTO/N2H4 NTO/MMH

NTO/UDMH HTP/PE

N2O/PE N2O/RP-1

41

Foguetes de Sondagem - Foguetes híbridos para medidas e testes em

grandes altitudes possuem um campo de aplicação vasto. Isso se deve

principalmente ao baixo custo, segurança na operação e a ampla gama

de propelentes com fácil disponibilidade.

Unidades de Força Auxiliar - Essas unidades são geradores de gás

para diversas aplicações como alimentar turbinas, gerar gás quente

(podendo ser ricos em combustível ou em oxidante), tochas, etc.

Foguetes Táticos - Foguetes híbridos são ideais porque possibilitam o

controle do empuxo, que permite impulsionar ou manter a velocidade

dependendo da demanda o que não é facilmente atingível com

foguetes a propelentes sólidos.

Motores para Aplicações no Espaço - A capacidade de controle do

empuxo, interrupção e re-acionamento da queima, são características

desejáveis para o posicionamento e inserção de satélites em órbita.

Aumento de Empuxo - O uso de motores adicionais híbridos permite

um aumento do empuxo com controle de aceleração.

Grandes Lançadores - Os maiores motores foguetes híbridos testados

apresentavam cerca de 1100 kN de empuxo. Foram construídos por

duas organizações, American Company Rocket (AMROC) nos anos 90

e pelo consórcio formado pela Lockheed, Chemical Division (CSD) e

Thiokol (ATK) durante os anos de 2000 a 2002. Esses motores

utilizavam oxigênio líquido e HTPB como propelentes.

1.5 Modelamento de Taxa de Regressão

A taxa de regressão do combustível sólido é um importante parâmetro de

desempenho de um foguete híbrido. Este parâmetro estabelece a velocidade

42

com que o diâmetro da porta de combustão aumenta durante o tempo de

queima. Quanto maior a taxa de regressão mais rapidamente acontece a

queima do combustível sólido.

A Figura 1.7 mostra uma fotografia obtida por Muzzy (1963), utilizando a

técnica Schilieren, mostrando as camadas limite viscosa e de combustão

turbulenta em motores híbridos queimando oxigênio gasoso e acrílico. A

fotografia Schlieren é uma técnica que possibilita a observação das variações

na densidade dos gases.

Figura 1.7 – Fotografia Schlieren da camada limite da combustão de um foguete

híbrido.

Fonte: Adaptado de Humble et al. (1995).

A partir das observações feitas, foram desenvolvidos modelos de combustão

híbrida, empregando a teoria de camada limite turbulenta. Marxman e

colaboradores (MARXMAN et al., 1964, MARXMAN e WOOLDRIDGE, 1965)

desenvolveram um modelo teórico de combustão híbrida mais completo e

versátil que os existentes até então (GREEN, 1964 e SMOOT e PRICE, 1965).

Na Figura 1.8 é apresentado um modelo básico da zona de combustão em um

foguete híbrido. Baseado nesse modelo foram desenvolvidas expressões

teóricas para taxa de regressão dos combustíveis sólidos.

43

Figura 1.8 – Modelo esquemático da zona de combustão em um foguete híbrido.

Fonte: Adaptado de Humble et al. (1995).

Este modelo mostra que a combustão ocorre dentro da zona turbulenta da

camada limite a uma distância da parede do grão sólido, que é menor que a

espessura da camada limite dinâmica. A velocidade axial na chama (Vb)

também é menor do que a borda da camada limite (Ve

).

A expressão da taxa de regressão obtida por Marxman e Gilbert (1962) é ainda

largamente utilizada. Ela leva em consideração as camadas limites viscosa e

reativa, o efeito de sopro da vaporização sobre a transferência de calor, um

calor efetivo de vaporização contabilizando as reações superficiais e as

contribuições da radiação e da convecção.

n mr aG x= (1.1)

onde a é o coeficiente da taxa de regressão do combustível, G é o fluxo

mássico de propelente (Go + Gc

(x)), x é a distância a partir da entrada da porta

em metros, n é o expoente experimental da taxa de regressão do combustível e

m é o expoente experimental da taxa de regressão do combustível.

O coeficiente a contém propriedades dos propelentes e do gás de combustão.

Os expoentes n e m dependem da dinâmica dos fluidos e são determinados

empiricamente.

44

No Capítulo 2 será feita uma dedução e uma discussão detalhada das diversas

formas para a equação da taxa de regressão em motores híbridos.

1.6 Objetivos

O desenvolvimento de propulsores híbridos espaciais requer a realização de

medidas e o controle dos parâmetros operacionais e de desempenho, incluindo

empuxo, taxa de regressão do combustível, tempo de queima, pressões,

temperaturas, vazão de oxidante e vazão do líquido refrigerante.

O objetivo geral desta dissertação de mestrado é a construção de uma

bancada de testes instrumentada para o desenvolvimento de propulsores

híbridos espaciais de baixo empuxo, até 500 N, visando a análise do

desempenho de propelentes limpos. Um protótipo de propulsor híbrido de 400

N foi projetado e construído, para testes na bancada.

A bancada é constituída, em linhas gerais, dos sistemas: i) suporte; ii)

pressurização; iii) armazenamento do oxidante; iv) alimentação e controle de

vazão do oxidante; e v) aquisição de dados (sensores, placa de aquisição,

computador, software).

O propulsor híbrido para testes é constituído dos sistemas: i) injeção; ii)

ignição; iii) combustão; iv) refrigeração; e v) exaustão. Inicialmente, foram

definidos como propelentes: i) combustível: parafina sólida; ii) oxidantes: óxido

nitroso e peróxido de hidrogênio.

A fim de garantir a injeção do oxidante na fase líquida dentro da câmara de

combustão decidiu-se construir um sistema de pressurização para o oxidante,

permitindo também maior flexibilidade e controle nos testes.

45

2 TAXA REGRESSÃO EM MOTORES HÍBRIDOS

Apresenta-se a seguir um estudo sobre a determinação das taxas de regressão

ou taxas de queima do combustível sólido em motores híbridos, com base na

formulação apresentada por Altman e Humble (HUMBLE et al., 1995). O

estudo da taxa de regressão é importante para o projeto de propulsores

híbridos, com vistas principalmente à determinação do empuxo especificado

para uma missão, o dimensionamento do envelope-motor e a escalabilidade de

testes.

Cabe ressaltar que no Brasil, mais especificamente no Instituto Militar de

Engenharia, Ronzani (1989) realizou um estudo teórico sobre a combustão em

estato-reatores, baseado em uma formulação já existente, que poderia ser

estendido ao caso dos motores híbridos. Ele apresentou as equações para a

camada limite reativa e para o escoamento central em um grão propelente

cilíndrico. Foram feitas diversas simplificações e adotadas variáveis de

similaridade para a integração numérica das equações obtidas.

A Figura 2.1, adaptada de Chiaverini e Kuo (2007), mostra em detalhe os

principais processos físico-químicos e de transporte ocorrendo na superfície de

um grão propelente sólido.

2.1 Equação para a Taxa de Regressão

O calor transferido da chama para a superfície do grão pode ser relacionado à

taxa de vaporização do combustível sólido pela equação:

s c vq m h′′ ′′= (2.1)

onde sq′′ é o fluxo de calor da chama para a superfície do combustível, cm′′ é o

fluxo mássico de combustível vaporizado e hv é o calor total de gaseificação do

combustível por unidade de massa.

46

O calor de gaseificação hv

1) O calor para aquecimento do combustível até a temperatura da

superfície.

inclui três termos:

2) O calor para despolimerisação.

3) O calor para vaporização do propelente despolimerizado.

Em sistemas poliméricos complexos pode ocorrer o craqueamento do polímero

e serem gerados gases como o H2 ou CH2 em um processo de não-equilibrio.

Devido a isso, a avaliação do hv é melhor feita por experimentos de pirólise em

laboratório. Nestes experimentos, pode-se medir diretamente o calor de

gaseificação, ou analisar a composição dos produtos gasosos, o que permite

calcular hv

a partir dos calores de formação.

O número de Stanton, CH

, é um coeficiente adimensional de troca de calor. No

caso de uma camada limite reativa ele é definido por:

convH

f f p

hCv c

=ρ

(2.2)

onde ρfvf é o fluxo mássico axial na zona da chama, hconv é o coeficiente de

convecção entre a chama e a superfície, ρf é a massa específica do gás na

chama, vf é a velocidade do gás na chama e cp

é o calor específico do gás a

pressão constante.

O fluxo de calor entre a chama e a superfície do grão é dado por:

( )s conv f sq h T T′′ = − (2.3)

onde Tf é a temperatura da chama e Ts é a temperatura da superfície.

Combinando as Eqs. (2.2) e (2.3), obtém-se:

47

s H f fq C v h′′ = ∆ ρ (2.4)

onde ( )p f sh c T T∆ = − é a diferença de entalpia específica total entre a chama e

a parede.

A correspondência entre as transferências de calor e de quantidade de

movimento é conhecida como a analogia de Reynolds. O fluxo de calor e a

tensão cisalhante em uma camada limite podem ser dados, respectivamente,

por

p

k hqc y

∂′′ = −∂

(2.5)

vy

∂τ = µ

∂ (2.6)

onde q′′ é o fluxo de calor, h é a entalpia do gás, τ é a tensão de cisalhamento

(força tangencial por unidade de área) e v é a velocidade axial do gás em

qualquer ponto y. Dividindo as equações anteriores, obtém-se

1Prp

h hq k y y

v vcy y

∂ ∂′′ ∂ ∂= − = −

∂ ∂τ µ∂ ∂

(2.7)

No caso de Pr = 1, resulta

qh y v y

′′ −τ=

∂ ∂ ∂ ∂

(2.8)

48

Considerando h y h y−∂ ∂ ≅ ∆ e v y v y∂ ∂ ≅ ∆ pode-se obter para pontos na

superfície do grão:

s s

f

qh v′′

=∆

τ (2.9)

onde sq′′ é o fluxo de calor e τs

é a tensão de cisalhamento na superfície do

combustível sólido. Maiores detalhes são dados, por exemplo, por Hill e

Perterson (1992).

O número de Stanton pode ser obtido através da analogia de Reynolds, em

termos do coeficiente de atrito, Cf

, para o qual existem dados experimentais

disponíveis de escoamentos turbulentos sobre placas planas.

Dividindo ambos os lados da equação (2.9) pelo fluxo mássico na chama, ρfvf

,

obtém-se

2s s

Hf f f f

qCv h v

′′= =

∆

τρ ρ

(2.10)

A partir da definição do coeficiente de atrito, Cf

, tem-se

212s e e fv C=τ ρ (2.11)

onde ρe é a massa específica do gás no escoamento livre, ve é a velocidade do

gás no escoamento livre e Cf

é o coeficiente de atrito do escoamento.

Da equação (2.10), obtém-se

2

22e ef

Hf f

vCCv

=ρρ

(2.12)

49

Este resultado é válido para uma camada limite reativa e pode ser comparado

ao resultado para uma camada limite não reativa:

0

0 2f

H

CC = (2.13)

O subscrito 0 no número de Stanton e no coeficiente de atrito indica que

nenhuma massa de combustível está sendo adicionada ao escoamento e, por

conseguinte, não há efeito de sopro.

Há uma expansão da camada limite reativa como resultado do sopro (blowing)

causado pela vaporização do combustível. Verifica-se que a vaporização tem

efeitos similares sobre as camadas limites térmica e viscosa. Pode-se então

escrever

0 0

H f

H f

C CC C

= (2.14)

onde CH0 e Cf0

são, respectivamente, o número de Stanton e o coeficiente de

atrito sem vaporização.

O coeficiente de atrito para escoamento turbulento sobre uma placa plana

(HOLMAN, 1986), com Pr = 1, é dado por

0

0,20,06RefC −≅ (2.15)

onde Re e ev x= ρ µ é o número de Reynolds, x é a distância ao longo da placa

e µ é a viscosidade dos propelentes gasosos queimados.

50

Igualando as Eqs. (2.1) e (2.4), escreve-se

c v H f fm h C v h′′ = ∆ ρ (2.16)

Substituindo as Eqs. (2.14) e (2.15) na Eq. (2.16), obtém-se a expressão básica

para a taxa de queima em foguetes híbridos:

( )0

0,20,03 Re eHc c e e

H f v

vC hm r vC v h

− ∆′′ = ρ = ρ

(2.17)

onde r é a taxa de regressão e ρc

é a massa específica do combustível sólido.

Admitindo que a camada limite não afete significativamente o escoamento livre

ao longo da porta de combustão, pode-se identificar ρeve

por G, que é o fluxo

mássico total através da porta de combustão. Portanto:

Re Gx=

µ (2.18)

que substituído na equação anterior, fornece:

0

0,20,8

0,2

0,03 eHc c

H f v

vC hm r Gx C v h

µ ∆′′ = ρ = (2.19)

onde em um motor híbrido x é a distância ao longo de uma porta do grão e ve

é

a velocidade do escoamento livre em uma porta do grão.

Usando os dados experimentais de Mickley e Davis (1957), Marxman (1964)

avaliou o efeito de sopro sobre o coeficiente de atrito, Cf. Este é dado em

51

função do parâmetro de sopro ou número de transferência de massa, B,

definido como

2

c

fe e

mB Cv

′′=

ρ

(2.20)

Combinando as Eqs. (2.1), (2.9) e (2.10), pode-se expressar B como

e

f v

v hBv h

∆=

(2.21)

que é um parâmetro termoquímico determinado basicamente a partir das

propriedades do propelente. Marxman (1964) derivou uma expressão empírica

para Cf /Cf0

:

( )0

0,2

0,8 2

2ln(1 ) 1 1,3 0,364

1 12

f

f

C B B BC B B B

+ + + = + +

(2.22)

que pode ser simplificado para:

0

0,771,2f

f

C BC

−= (2.23)

No entanto, no intervalo 5 < B < 15, que é de interesse na maioria dos sistemas

híbridos, a fórmula

0

0,68f

f

C BC

−= (2.24)

52

ajusta melhor a expressão de Marxman. A Figura 2.1 mostra os resultados de

três equações aproximadas usadas para representar a razão Cf/Cf0 dada pela

Eq. (2.22). Netzer (1972) discutiu duas dessas três equações e comparou-as

para valores de B de interesse para motores híbridos. A superioridade da Eq.

(2.24) é óbvia. Esta expressão indica uma maior sensibilidade da taxa de

regressão ao valor de hv (cerca de 40%) do que a Eq. (2.23). Uma vez que o

aumento das taxas regressão de foguetes híbridos é um desafio para os

pesquisadores, a determinação da sensibilidade da taxa de regressão ao hv

é

um fator importante.

Figura 2.1 – Curvas de equações aproximadas usadas para representar a razão

Cf/Cf0

Fonte: Adaptada de Humble et al. (1995)

.

Substituindo as Eqs. (2.21) e (2.24) em (2.19) e notando que CH/CH0 = Cf/Cf0

,

tem-se a seguinte equação da taxa regressão:

53

0,2

0,8 0,320,03cm r G Bx

′′ = =

µρ (2.25)

Esta equação para propelentes híbridos pode ser comparada com a expressão

empírica usada para descrever a queima de propelentes sólidos homogênios:

ncr ap= (2.26)

Notar que no caso da queima de propelentes sólidos, usa-se r como símbolo

da taxa de regressão.

A equação (2.25) permite uma boa estimativa da taxa de regressão a partir da

teoria. A Eq. (2.25) pode ser reescrita como

n mr aG x= (2.27)

onde o coeficiente a contém as propriedades do propelente e do gás de

combustão. Em particular, esse coeficiente contém o termo (Δh/hv)0,32

.

É importante notar que as propriedades do propelente e do gás – µ, Δh and hv

r

– aparecem como expoentes fracionários e, portanto, influenciam apenas

ligeiramente a taxa de regressão. A maior parte dos combustíveis híbridos

apresenta taxas de queima em um intervalo bastante estreito,

independentemente da composição do combustível. O expoente de B (= 0,32)

se mostra, porém, cerca de 40% maior do que o expoente de B (= 0,23) obtido

por Marxman ao adotar a Eq. (2.23). Embora esta mudança possa parecer

pequena, é significativo quando se tenta aumentar a taxa de queima

acrescentando componentes mais voláteis. Nesse caso, o calculo de melhora

em 40% quando se usa o expoente 0,23. Os expoentes m e n dependem da

dinâmica dos fluidos no interior do grão e são determinados empiricamente.

54

Estes valores normalmente se desviam um pouco dos valores teóricos (0,8 e -

0,2, respectivamente) devido às simplificações do modelo.

2.1.1 Efeito da distância axial

A expressão de taxa queima Eq. (2.27), é válida para uma determinada posição

axial x da porta de combustão. Do ponto de vista prático, é necessário

determinar uma velocidade média de combustão ao longo do grão, pois os

ensaios de engenharia medem, em geral, a perda de massa total do motor ao

longo do tempo. No entanto, usar uma taxa média espacial é válido apenas

quando a taxa instantânea através da porta é aproximadamente constante. Um

exame da Eq. (2.27) mostra que os termos que dependem da posição axial são

xm

e, em menor medida, o fluxo mássico total de propelente G - através da sua

dependência em relação à área da seção transversal. Pode-se escrever

( ) ( )o cG x G G x= + (2.28)

onde G(x) é o fluxo mássico total de propelente através da porta ao longo de x,

Go é o fluxo mássico de oxidante através da porta e Gc

(x) é o fluxo de

combustível adicionado à porta até o ponto x.

A taxa de regressão explicitando a dependência de x é:

[ ]( ) ( ) nmo cr x ax G G x= + (2.29)

onde Gc

(x) é determinado pela integração da massa de combustível adicionada

ao longo da porta:

0

( )( ) 4x

cH

r xG x dxD

= ∫

ρ (2.30)

55

onde DH é o diâmetro hidráulico (4Ap/P), Ap

é a área da seção transversal da

porta e P é o perímetro da porta.

No caso de um elemento de volume com comprimento dx ao longo do

escoamento no interior da porta cilíndrica de um grão (Figura 2.2), a massa de

combustível adicionada radialmente é c c Hdm m D dx′′= π e, então, o acréscimo

no fluxo de massa axial de combustível é 2( ) 4c c p c HdG x dm A dm D= = π ,

mostrando assim a validade da Eq. (2.30).

Figura 2.2 – Elemento de volume no escoamento em uma porta do grão.

As equações (2.29) e (2.30) são implícitas e podem ser resolvidas por

integração numérica. A Tabela 2.1 apresenta resultados de uma solução

computacional detalhada, para um grão cilíndrico de um hidrocarboneto com

expoentes m e n ligeiramente diferentes dos da teoria. Ela mostra a variação

de diversos parâmetros, tanto em relação ao comprimento axial quanto em

relação ao tempo. Nota-se uma pequena variação da velocidade de combustão

e do diâmetro da porta de combustão, em função da distância axial, exceto

próximo à origem. Devido à menor espessura da camada limite no bordo de

ataque, o fluxo de calor e a transferência de massa são maiores. Este efeito de

borda não é tão acentuado na prática, provavelmente devido ao atraso na

cinética química estabelecido na zona de combustão na camada limite. O

Gc

dx

Gc + dGc DH

56

deslocamento a jusante da zona combustão tende a diminuir a transferência de

calor na borda.

Figura 2.3 apresenta estes dados graficamente. A conclusão importante a partir

desses cálculos é que a combustão ao longo da porta de combustão de

híbridos fornece taxas de queima aproximadamente constantes. Esta relativa

uniformidade resulta de dois fatores compensadores:

1. O crescimento da camada limite representado por xm

, que provoca uma

diminuição no fluxo de calor, é balanceada pelo aumento do fluxo de

massa total pelo acréscimo de combustível.

2. Um mecanismo auto-regulador pelo qual se, por um motivo qualquer,

uma seção tiver área maior que outras seções do grão então o fluxo de

massa naquela seção é reduzido, uniformizando assim o contorno do

grão.

Tabela 2.1 – Perfis da taxa de queima ao longo de uma porta circular. (n = 0,75, m = -0,15, om = 7,95 kg/s, a = 2,066 x 10-5, ρc = 1000 kg/m3

x (m)

)

t = 0,1 s t = 20 s t = 60 s

Diâm. da porta (m)

r (cm/s) O/F

Diâm. da porta (m)

r (cm/s) O/F

Diâm. da porta (m)

r (cm/s) O/F

0,381 0,152 0,263 17,19 0,227 0,143 31,34 0,315 0,087 24,11

0,762 0,152 0,231 9,102 0,220 0,131 11,40 0,301 0,081 13,20

1,143 0,152 0,221 6,316 0,217 0,127 7,983 0,296 0,078 9,640

1,524 0,152 0,217 4,835 0,216 0,125 6,139 0,293 0,077 7,249

1,905 0,152 0,215 3,917 0,215 0,123 4,974 0,292 0,076 6,006

2,286 0,152 0,215 3,310 0,215 0,123 4,177 0,291 0,076 4,972

2,667 0,152 0,215 2,852 0,215 0,123 3,594 0,291 0,076 4,342

3,048 0,152 0,216 2,506 0,215 0,123 3,115 0,291 0,075 3,757

3,429 0,152 0,218 2,234 0,216 0,123 2,771 0,291 0,075 3,375

3,810 0,152 0,219 2,016 0,216 0,123 2,495 0,292 0,075 3,008

4,191 0,152 0,221 1,831 0,216 0,124 2,263 0,292 0,075 2,747

57

4,572 0,152 0,224 1,677 0,217 0,124 2,073 0,293 0,076 2,492

Fonte: Adaptada de Humble et al. (1995)

Figura 2.3 – Perfis da porta de combustão de um grão cilíndrico plotados a partir da

Tabela 2.1.

Fonte: Adaptada de Humble et al. (1995)

Devido a estas considerações, alguns pesquisadores têm utilizado a expressão

clássica de taxa de queima dada pela Eq. (2.27), onde o fluxo mássico é um

valor médio, em qualquer instante, e x refere-se ao comprimento total do grão:

n mmed med pr aG L= (2.31)

onde medr é a taxa de regressão média ao longo da porta, Gmed é o fluxo

mássico médio ao longo da porta e Lp

é o comprimento da porta.

2.2 Expressões Alternativas para a Taxa de Regressão

A desvantagem no uso da Eq. (2.27) é que o fluxo de massa total, G, no final

do grão não é um parâmetro de entrada. Em vez disso, é necessário

determiná-lo implicitamente após conhecer o fluxo mássico de combustível, Gc,

que, por sua vez, depende de G. Esta abordagem pode ser incômoda,

especialmente quando se estuda muitos projetos e configurações

experimentais. Seria mais conveniente ter uma expressão equivalente baseada

58

no fluxo mássico de oxidante, Go

, que é um parâmetro de entrada explícito.

Devido à pequena variação do diâmetro da porta ao longo de x, pode-se

integrar a taxa de queima. Da Eq.(2.30),

, 0

4( ) ( )x

cH med

G x r x dxD

= ∫ ρ (2.32)

onde DH,med ( )r x é o diâmetro hidráulico médio, é a taxa de regressão do

combustível em função de x, que é a posição medida a partir da entrada da

porta até o final do grão, e Gc

(x) é o fluxo mássico de combustível através da

porta em função de x.

Define-se a variável auxiliar q:

0

( )x

q r x dx= ∫ (2.33)

Combinando esta expressão com as Eqs. (2.29) e (2.32), obtém-se

0, 0

41n

n m

H med

dq qr aG xdx D G

ρ= = +

(2.34)

Separando as variáveis em (2.34) e integrando, obtém-se:

( )( )

11 1

, 010

4 11 1

4 1

m nH med

nHmed

n a xD Gq

m D G

+ −

−

− ρ = + − ρ +

(2.35)

O valor médio para a taxa de regressão, medr , ao longo do comprimento da

porta é

59

0

1 x

medqr rdx

x x= =∫ (2.36)

Como uma maior simplificação, o segundo termo entre parênteses na Eq.

(2.35) é muito menor que 1, permitindo uma expansão em série de Taylor.

Portanto, fica-se com

( ) 1

1

2 11

1

mn m

med o nHmed o

n a m xar G xm D G

+

−

+ ρ = + + (2.37)

Pelo fato de a ser uma constante empírica obtida usando-se a Eq. (2.27), pode-

se definir um novo coeficiente (1 )a a m′ = + , resultando em

1

1

21m

n m fmed o n

Hmed o

na xr a G xD G

+

−

′ρ′= +

(2.38)

As equações (2.27) e (2.38) são expressões essencialmente equivalentes para

a taxa de queima. Embora n mr aG x= resulte num valor pontual, a teoria (ver

Fig. 2.4) e experimentos mostram que o uso na prática de uma taxa de queima

média é uma hipótese razoável. Por isso, alguns pesquisadores têm utilizado

comumente a Eq. (2.27) como uma média integrada em vez da Eq. (2.38), o

que envolve o mesmo pressuposto (diâmetro hidráulico médio, em qualquer

instante), na sua derivação. A escolha da melhor equação é baseada em um

equilíbrio entre a facilidade de utilização e a precisão na correlação e previsão

de dados.

A Figura 2.4 mostra o acordo entre a Eq. (2.27) sem usar valores médios e a

Eq. (2.38) para um conjunto de parâmetros teóricos. A Equação (2.27) é

mostrada como exata e a Eq. (2.38) é apresentada como média. A diferença

média entre as duas equações, utilizando as mesmas constantes de taxa de

60

regressão, é inferior a 5% para uma vasta gama de fluxos mássicos. A

vantagem prática da Eq. (2.38) é que ele usa Go

, que é explícito, ao invés do

G, que normalmente requer uma solução iterativa.

Figura 2.4 – Comparação entre as taxas de queima usando as Eqs. (2.27) e (2.38).

Fonte: Adaptada de Humble et al. (1995)

2.3 Variação dos Parâmetros Balísticos Durante a Queima

A balística interna do grão depende do fluxo mássico, então parâmetros como

pressão, empuxo e O/C variam durante a queima, mesmo a uma vazão de

oxidante constante, om . A Tabela 2.1 mostra esta variação de forma detalhada

para vários dos parâmetros, em um dado momento, em várias posições no

grão. Muitas vezes é útil, e certamente mais conveniente, ter expressões

analíticas simples que possam predizer o comportamento dos diferentes

parâmetros balísticos com razoável precisão. Para os motores de um

61

comprimento determinado, os pesquisadores utilizam a seguinte expressão

com este propósito:

no or a G= (2.39)

onde r é a taxa de regressão, ao

mpL

é o coeficiente da taxa de regressão

incorporando o termo de comprimento do grão ( ), n é o expoente da taxa de

regressão e Go

é o fluxo mássico de oxidante.

A Eq. (2.39) condensa a Eq. (2.37), utilizando um comprimento fixo para o grão

e um valor médio constante para o termo entre parênteses, que varia muito

mais lento do que Go. Para obter uma maior precisão a partir da equação

simplificada, Eq. (2.39), é necessário determinar as constantes ao

e n

diretamente a partir de dados experimentais. Valores experimentais típicos de n

variam de 0,5 a 0,8.

As fórmulas seguintes são dadas tanto para portas circulares como para portas

não circulares. O quadro no final desta seção resume as expressões gerais.

Para seções transversais não circulares, usa-se o diâmetro hidráulico,

4 pH

AD

P= (2.40)

onde DH é o diâmetro hidráulico, Ap é a seção transversal da porta e P é o

perímetro da porta. Notar que Ap

e P devem ser calculados a partir da

configuração selecionada.

2.3.1 Variação do O/C com o tempo e com o diâmetro

Durante a queima, a razão oxidante combustível (O/C, definida como Go/Gc)

cresce porque o diâmetro da porta aumenta ao longo do tempo. Esta mudança

62

para grandes valores de O/C é comum em todos os foguetes híbridos clássicos

com uma vazão de oxidante fixa. Deve-se compreender esse comportamento

durante o projeto do motor para obter a melhor média de impulso específico

durante a queima no motor. A fórmula seguinte ilustra este efeito. Admitindo

uma vazão mássica de oxidante fixa, o fluxo mássico de combustível é dado

por

n

c o o cc

p p

r PL a G PLGA A

ρ ρ= =

(2.41)

onde Gc é o fluxo mássico de combustível, ρ c é a massa específica do

combustível sólido e L é o comprimento da porta onde Gc

é medido.

Usando a Eq. (2.41), a expressão para O/C fica

1 n no p

o cc o

m AO C G G

a LP

−

= =ρ

(não circular) (2.42)

1 2 1n no

o cm DO C G G

KL

− −

= =

(circular) (2.43)

onde 14n noK a−= ρπ e o o pm G A= .

Para um projeto típico de grão com eficiência volumétrica de 60% (volume do

grão dividido pelo volume da câmara que suporta o grão) tem-se

1,6final inicialD D ≈ . Considerando a Eq. (2.43) para uma vazão de oxidante

constante, resulta

( )( )

2 1n

f f

ii

O C DO C D

−

=

(2.44)

63

Usando n = 0,75, tem-se uma razão (O/C)final/(O/C) inicial

de cerca de 1,26.

Reparar que para n = 0,5, a razão O/C não varia com o diâmetro nem com o

tempo durante a queima. A Figura 2.5 ilustra este comportamento para vários

expoentes n.

Figura 2.5 – Comportamento da razão O/C em função dos diâmetros inicial e final da

porta.

Fonte: Adaptada de Humble et al. (1995)

2.3.2 Mudança de O/C pela variação da vazão de oxidante

As Eqs. (2.42) e (2.43) também mostram o efeito da vazão mássica de oxidante

sobre a razão O/C. Este efeito é importante em foguetes lançadores

(“boosters”) onde o controle de empuxo é requerido durante o vôo através da

atmosfera para limitar a pressão aerodinâmica sobre o veículo. Usando a Eq.

(2.42) ou (2.43) para um diâmetro de porta constante, tem-se

64

( )( )

1

,

,

n

o ff

o ii

O C mO C m

−

=

(2.45)

A Figura 2.6 mostra o efeito de variações na vazão mássica de oxidante sobre

O/C. Como é esperado, em n = 1, não há mudança em O/C. Em algumas

aplicações, tais como motores de lançamento de veículos espaciais, o

programa de trajetória solicita o controle de empuxo durante a queima,

conforme mencionado acima. O efeito combinado do aumento do diâmetro com

o tempo e a diminuição do fluxo de massa oxidante neutraliza parcialmente a

mudança do O/C, como o termo no numerador da Eq. (2.43) mostra.

Figura 2.6 – Comportamento da razão O/C em função das vazões mássicas inicial e

final de oxidante.

Fonte: Adaptada de Humble et al. (1995)

65

2.3.3 Comprimento estequiométrico

O comprimento estequiométrico é a posição no grão onde o combustível

queimado satisfaz à razão O/C estequiométrica. Em termos químicos, o ponto

estequiométrico [(O/C)est

] é onde ocorre a oxidação completa, onde todos os

carbonos e hidrogênios reagem. Em sistemas de média energia, o impulso

específico ótimo ocorre quando a queima é quase completa, na estequiometria,

enquanto para sistemas de maior energia verifica-se que o impulso específico é

máximo para misturas ricas. Isto é verdade para os propulsores híbridos

empregando oxigênio líquido como oxidante e ainda mais verdadeiro quando o

combustível contém alumínio. A relação entre a razão comprimento-diâmetro

(L/D) e O/C é obtida a partir da Eq. (2.41):

( ) ( )1

4

no

esto est

GL Da O C

−

=ρ

(circular e não circular) (2.46)

onde (L/D)est é a razão entre o comprimento e o diâmetro estequiométricos da

porta e (O/C)est

é a razão mássica estequiométrica entre oxidante e

combustível.

Esta equação é importante para o projeto preliminar de um motor híbrido, pois

determina o envelope para um determinado peso de propelente. A equação

mostra se (e quantas) múltiplas portas são necessárias para satisfazer o

envelope. Um valor típico de L/D é cerca de 25, com valores iniciais de G0 =

352 kg/m2 rs, = 0,178 cm/s, ρ = 1000 kg/m3

e O/C = 2. A faixa de L/D para a

maioria dos híbridos está compreendida entre 20 e 30.

Durante a queima, Lest [comprimento onde a estequiometria desejada (O/C)est

ocorre] move-se a jusante. Sua posição a qualquer momento t é

66

11 ( )( )

4 ( ) ( )( )

n nno po H

esto est o est

m A tG DL ta O C a P t O C

−−

= =ρ ρ

(não circular) (2.47)

1 1 2 1( ) ( )( )

4 ( ) ( )

n n no o

esto est est

G D t m D tL ta O C K O C

− − −

= =ρ

(circular) (2.48)

Na concepção do motor híbrido define-se a razão O/C correspondente ao

impulso específico ótimo e especifica-se o L/D para que ocorra o impulso

específico ótimo aproximadamente no meio da queima. Para foguetes maiores,

um valor típico para L/D é de 25 a 30, enquanto para foguetes pequenos a

tendência é ter menores L/D.

2.3.4 Variação do empuxo

Admitindo um impulso específico constante, o empuxo varia apenas com a

vazão mássica total de propelente. Pelo fato da vazão do combustível variar

com o tempo, o empuxo também varia. Notando que o c o cG G m m= , pode-se

usar as Eqs. (2.42) e (2.43) para obter:

1

11 1 op o o n n

o p

a LPm m mO C m A−

ρ= + = +

(não circular) (2.47)

1 2 1

11 1p o o n no

KLm m mO C m D− −

= + = +

(circular) (2.48)

Estas equações mostram que a vazão mássica total de propelente ( pm ) e,

portanto, o empuxo, decresce à medida que o diâmetro da porta aumenta para

uma vazão mássica de oxidante constante. O segundo termo entre parênteses

é normalmente inferior a 1 (cerca de 0,5 em muitos sistemas de

67

hidrocarbonetos), de modo que o decremento de empuxo com o tempo para

queima com uma vazão constante de oxidante é pequeno. Por exemplo, na

Tabela 2.1, o decremento da vazão mássica de propelente é de apenas 13%

para um aumento de 93% de D.

2.3.5 Sensibilidade à temperatura

A sensibilidade à temperatura refere-se ao aumento da velocidade de

combustão e, portanto, da pressão na câmara, com a temperatura ambiente.

Esta quantidade é especialmente importante em foguetes sólidos devido ao

seu impacto na Máxima Pressão de Operação Esperada (MEOP). Em

composições típicas de combustível híbrido, o calor latente de vaporização (ou

de decomposição) do sólido é grande quando comparado à variação na

quantidade de calor devido a variações de temperatura ambiente. Portanto, a

temperatura inicial do propelente sólido afeta ligeiramente a taxa de regressão.

Dados característicos mostram esse efeito em um motor híbrido de Plexiglass

com oxigênio (PMMA-O2

) na Fig. 2.7, obtida por Ordahl e Altman (1962) citado

por Humble et al. (1995).

Figura 2.7 – Efeito da temperatura em um motor híbrido de PMMA e O2

Fonte: Adaptada de Humble et al. (1995)

.

68

A dependência da temperatura observada concorda qualitativa e

quantitativamente com a teoria. Das Eqs. (2.21) e (2.25), verifica-se que o

termo mais sensível à temperatura do combustível é hv

, portanto

[ ] 0,320( )vr h c T T −

∝ − − (2.49)

onde c é o calor específico do sólido e T0

é a temperatura de referência.

A sensibilidade à temperatura da taxa de queima (σp

) é definida como

0

1 0,32( )p

v

r cr T h c T T

∂σ = =

∂ − −

(2.50)

Devido à influência principal da temperatura sobre a vazão dos gases de

combustão ser através da equação da taxa de queima, a sensibilidade da

pressão à temperatura para híbridos (πk

) é simplesmente

11

pk

pp T O C

σ∂π = =

∂ + (2.51)

Para motores híbridos com taxas de queima sensíveis à pressão com expoente

de pressão ′n , a equação se torna

( )( )1 1

pk n O C

σπ =

′− + (2.52)

Em sólidos o termo (1 + O/C) é omitido, porque todo o propelente é sensível à

temperatura. Um valor típico de πk 0,2%≈ para sólidos é . Em contrapartida,

para um híbrido típico: c = 1676 J/K∙kg, hvo = 1,257 x 106 J/kg a T0 = 273 K, e

69

O/C = 2, dando kπ = 0,015% a 298 K. Este valor é uma ordem de magnitude

menor que para os sólidos, de modo que para projetar a câmara de combustão

de um motor híbrido, não é preciso atribuir uma margem de segurança na

espessura da parede da câmara para considerar os efeitos das variações na

temperatura ambiente.

2.4 Efeito da Pressão sobre a Radiação e a Cinética

As expressões de taxa de queima apresentadas até o momento são baseadas

no pressuposto de que a convecção é a única fonte de transferência de calor

para a superfície do grão e que a cinética das reações é muito mais rápida em

relação aos processos de difusão. Embora a maioria dos dados de híbridos

concorde bem com esta abordagem, a taxa de regressão pode depender da

pressão com a queima de determinados combustíveis e em alguns regimes de

funcionamento. Estes regimes são, normalmente, em baixas e altas vazões de

oxidante.

2.4.1 Radiação

Na presença de radiação é preciso mudar a equação da energia para incluir a

transferência de calor radiativa para a superfície do grão. Da Eq. (2.1):

c v c v c rm h r h q q′′ ′′ ′′= ρ = + (2.53)

onde ′′cq é o fluxo de calor convectivo e ′′rq é o fluxo de calor radiativo.

Da Eq. (2.25), ′′cq é

0,2

0,8 0,320,03c vq G B hxµ ′′ =

(2.54)

70

O termo de radiação é dado por

( )4 4r s g f sq T T′′ = σε ε − (2.55)

onde Tf é a temperatura da chama, Ts é a temperatura da superfície do grão,

εg é a emissividade do gás, εs

Substituindo as Eqs. (2.55) e (2.54) em (2.53) obtém-se

é a emissividade do gás e σ constante de

Stefan-Boltzmann.

0,2

0,8 0,32 40,03c v v s g rr h G B h Txµ ρ = + σε ε

(2.56)

Notar que o termo 4sT foi suprimido porque geralmente é insignificante em

relação a 4fT .

Estas equações consideram uma radiação uniforme, que não é certamente o

caso uma vez que uma camada limite turbulenta contém uma zona bem

estreita de combustão em relação ao diâmetro da porta. Para se levar em conta

esta característica, costuma-se atribuir uma temperatura média típica na região

de combustão. Embora a equação não precise fornecer uma previsão

quantitativa da radiação transferência, ele mostra uma forma razoável de

correção matemática que pode ser útil para a atribuição de constantes

empíricas a partir de dados experimentais.

Notar também que, uma vez que a radiação aumenta a transferência de calor

e, portanto, a vaporização, então a convecção contribui menos para a

transferência de calor. Isto indica que os dois termos na eq. (2.56) estão

acoplados. Marxman, et al. (1969), mostraram que a mudança no parâmetro de

sopro com a radiação, Br, para o mesmo parâmetro sem radiação, B, é

determinado a partir da equação

71

0,68

1r r r

c

B q BB q B

′′ = + ′′

(2.57)

Conforme justificado anteriormente o expoente de 0,77 foi substituído por 0,68.

Uma expressão que fornece um bom ajuste ao longo do intervalo 0 3r cq q′′ ′′< <

é

1,1 r

c

qqrB e

B

′′′′=

(2.58)

Incorporando esta expressão nas Eqs. (2.53) - (2.57), pode-se agora mostrar

que

0,75 r

c

qq r

cc

qr r eq

′′−′′

′′= + ′′

(2.59)

onde

cc

c v

qrh′′

=ρ

(2.60)

é a taxa de queima devida apenas à condução. A Tabela 2.1 mostra a

crescimento de r devido à radiação:

Tabela 2.2 – Efeitos da radiação sobre a taxa de queima.

A correção, porém, é menor quando ′′ < 20%rq de ′′cq . A tabela mostra o efeito

de bloqueio causado pelo parâmetro de sopro, B, porque, mesmo quando

r cq q′′ ′′ 0 0,2 0,5 1,0 2,0

cr r 1,00 1,06 1,19 1,47 2,22

72

r cq q′′ ′′= , a transferência de calor para a superfície não aumenta em duas vezes,

mas apenas 47%.

O termo dominante para a radiação na Eq. (2.56) situa-se na emissividade do

gás, gε . Para gases transparentes, este termo é pequeno devido à baixa

densidade óptica. Em um sistema metalizado, no entanto, as partículas

radiantes aumentam consideravelmente a emissividade. A equação para a

emissividade do gás é

1 Nzg e−αε = − (2.61)

onde α é uma constante de derivação empírica, N é a densidade de partículas

e z é o comprimento óptico ou distância da chama à parede.

O produto αN representa a radiação para a superfície por unidade de volume

de gás radiante. Portanto, é uma função da concentração de metal no

combustível, da razão O/C, da densidade da partícula, sua dimensão óptica

média e da pressão. Ao estudar um determinado sistema através de uma série

de fluxos de mássicos de oxidante e pressões, encontraram-se os termos que

mais variam são a pressão, que influencia αN, e O/C, que influencia αN e a

temperatura da chama. Sempre que as medidas experimentais são feitas ao

longo de um intervalo O/C restrito, o parâmetro principal é a pressão, de forma

que a Eq. (2.61) pode ser reescrita como

1 bpzg e−ε ≅ − (2.62)

onde b é uma constante empírica que depende do percentual de metal e de

O/C.

73

A Figura 2.8 mostra a relação da taxa de queima com o fluxo mássico de

oxidante para várias pressões utilizando as Eqs. (2.56), (2.59), e (2.62). Em

baixas pressões, onde o efeito da radiação é insignificante, a taxa de regressão

se comporta de acordo com o modelo clássico. Isto é verdade mesmo em

baixas vazões de oxidante. De moderadas a elevadas pressões, no entanto, as

taxas de regressão tendem a aumentar consideravelmente e são determinadas

principalmente pela transferência radiativa.

Figura 2.8 – Efeito da Radiação sobre a Taxa de Regressão.

Fonte: Adaptada de Humble et al. (1995)

2.4.2 Cinética Química

No modelo apresentado de controle da queima por difusão presume-se que as

taxas de reação sejam rápidas em relação às taxas de difusão e, portanto, a

zona de combustão tem espessura pequena em relação à espessura da

camada limite. Quando a pressão é reduzida, as taxas de reação diminuem e a

zona de combustão aumenta em espessura. Além disso, quando o fluxo

mássico aumenta, as taxas de difusão crescem e a zona de combustão

aumenta em espessura novamente porque o transporte de combustíveis

74

através da zona de reação é rápida em relação a seu consumo. Nesta região,

quer com alta vazão mássica ou baixa pressão, pode-se esperar que a

velocidade de combustão seja cineticamente limitada e dependa da pressão. O

parâmetro mais importante qualitativamente é n pG , mostrando que uma vazão

mássica elevada ou uma baixa pressão criam uma limitação cinética.

O parâmetro físico que determina quando a velocidade de combustão começa

a depender da pressão é a razão do tempo de reação, t, pelo tempo de difusão,

T. Wooldridge e Marxman [1969] mostraram a relação entre esses dois como

( )0,2 0,8 0,321

12 2

2f

t En nRT

f

l x G Bt CT

l p T e−

+

µθ = = (2.63)

onde θt é a razão entre os tempos característicos, I1 é o comprimento

característico da chama, I2

é o comprimento característico da mistura, E é a

energia de ativação, n é a ordem global da reação e C é uma constante

empírica.

Para uma determinada combinação de propelentes, pode-se assumir que l1/l2 é

aproximadamente constante, que a variação de Tf

é pequena e que a ordem da

reação global, n, é cerca de 2. Com estes pressupostos, pode-se condensar a

Eq. (2.63) para

0,8

tkG

pθ = (2.64)

onde k é uma constante de derivação empírica. Notar que a forma da equação

é essencialmente correta porque G0,8

θt

determina o tempo de difusão e a

pressão determina o tempo de reação. Assim, a equação satisfaz à definição

de como a relação entre essas duas grandezas.

75

Esses autores ainda mostraram que se pode escrever a taxa de regressão

como

( )0,5 0,5

02 11 1 t

t t

r r e−θ = − − θ θ

(2.65)

onde 0r é a taxa de regressão não limitada pela cinética química. A Figura 2.9

mostra um gráfico da razão da taxa de queima dada pela Eq. (2.65) em termos

do parâmetro tθ . A figura mostra que tθ aumenta, tanto por um aumento na

vazão mássica ou diminui por uma queda na pressão.

Figura 2.9 – Razão da taxa de queima em termos do parâmetro tθ .

Fonte: Adaptada de Humble et al. (1995)

Este comportamento satisfaz à intuição física do processo, como discutido

anteriormente. A Figura 2.10, apresentada por Altman e Humble (HUMBLE et

76

al., 1995), mostra um conjunto de dados experimentais de um motor usando

PMMA e O2

0r

, obtidos com vazão mássica constante e variando a pressão. A

curva teórica utiliza as Eqs. (2.64) e (2.65), com uma constante de ajuste, k. O

valor de é obtido para grandes valores de pressão (quando a difusão é

dominante). Notar que a taxa de regressão prevista em baixas pressões é

muito boa em todo o intervalo.

Figura 2.10 – Dados experimentais de um motor de PMMA/O2 obtidos com vazão

mássica constante e variando a pressão.

Fonte: Adaptada de Humble et al. (1995)

2.5 Correlacionando os dados experimentais

Para um determinado conjunto de dados experimentais, é preciso determinar o

tipo de equação da velocidade de queima que fornece a melhor correlação.

Duas situações são relevantes aqui. No primeiro caso, há um determinado

conjunto de dados para uma dada variação de parâmetros e deseja-se obter

um melhor ajuste para interpolar com precisão. Há também o interesse em

verificar a forma da equação e, portanto, o modelo. Isto ocorre quando as

77

constantes balísticos são estabelecidas para um motor pequeno, mas o

desenvolvimento leva a um motor grande, e deseja-se predizer a melhor

correlação para o motor grande. Essas extrapolações são mais exigentes e

fornecem um bom teste para o modelo analítico.

Por conveniência, pode-se estabelecer a lei da taxa de queima como igual à

taxa teórica vezes um termo de correção que, em geral, é função de

parâmetros adicionais, do diâmetro da porta e da pressão. A taxa de queima

teórica pode ser baseada no fluxo mássico total, G, como mostrado na Eq.

(2.27), ou no fluxo mássico de oxidante, Go

, como mostrado na Eq. (2.39). Em

ambos os casos, a forma geral para a equação da taxa queima é

0 ( , )r r f p D= (2.66)

No caso ideal, em que a combustão ocorre conforme mostrado no modelo

clássico de camada limite de difusão (ver Fig. 1.8), as principais correções

resultam da radiação e cinética química. Mas deve-se ter em mente que estas

correções são apenas sugestões, porque o próprio processo de combustão é

muito mais complexo do que no modelo idealizado.

No caso da radiação, as Eqs. (2.54), (2.55), (2.59) e (2.62) se combinam para

mostrar a natureza da correção. Assim, verifica-se que a correção para valores

baixos de emissividade é dada por

( )1

~ ~bpz

r c n n

e pq qG G−

′′ ′′ (2.67)

Para pequenos r cq q′′ ′′ , pode-se expandir as exponenciais nas Eqs. (2.59) e

(2.62), dando, juntamente com a Eq. (2.54), a seguinte forma de correção:

78

0 0Const 1 0,25 1r

nc

q pr r rq G

′′ ≈ + ≈ + ′′

(2.68)

Quando o termo de radiação se torna dominante (tipicamente em sistemas

metalizados a altas pressões e com baixo fluxo de oxidante), a taxa de

regressão torna-se largamente dependente de rq′′ e independente do fluxo

mássico, G. Em outras palavras,

constante rr q′′≅ × (2.69)

O lado esquerdo da Fig. 2.11 mostra claramente esse comportamento. O efeito

da cinética química sobre o lado direito é calculado a partir das Eqs. (2.64) e

(2.65). Este resultado é mais evidente quando a Eq. (2.65) expandida nos dois

casos limites. Para pequenos tθ , (onde o efeito cinético está apenas

começando a ser observado),

0

16

trr

θ→ −

(2.70)

resultando em

0,8

1

0

1 C Grr p

≅ −

(2.71)

Quando tθ for grande (a parte mais à direita da Fig. 2.11):

2 0,40

2

t

pr Cr G

≅ ≅θ

(2.72)

79

onde C1 e C2

são constantes empíricas. A Eq. (2.71) mostra como uma

diminuição da pressão provoca uma queda na taxa de regressão, e a Eq. (2.72)

mostra como modificações no fluxo mássico e na pressão podem extinguir a

queima.

Figura 2.11 – Efeitos da pressão sobre a taxa de regressão.

Fonte: Adaptada de Humble et al. (1995)

A Fig. 2.11 mostra como a pressão afeta a taxa de regressão em função dos

fluxos mássicos de oxidante usados na prática e os efeitos da radiação e da

cinética química. O ponto em que a radiação ou a cinética se tornam

importantes é uma característica única de cada sistema propulsor e da escala

do motor. Se a radiação for dominante e o fluxo mássico diminui a pressão

constante, a taxa de regressão tende a níveis altos que excedem o valor

extrapolado para o caso com controle por difusão. Se a cinética é dominante,

reduzindo a pressão a um alto fluxo mássico constante, a taxa de regressão cai

abaixo da curva extrapolada para o caso com controle por difusão, como

mostrado na Fig. 2.10. Neste caso, um aumento na pressão pode fazer a taxa

de queima subir apenas até a curva extrapolada.

Devido à dificuldade no manuseio das equações teóricas de correção da

pressão, é conveniente empregar uma das seguintes correções quando se

observa um efeito de pressão:

80

( , ) c df p D p D= (2.73)

( )( )( , ) 1 1o op p D Df p D e e− −= − − (2.74)

A Eq. (2.73) é uma forma amplamente utilizada na literatura de engenharia

química. Entretanto, Altman [1991] salientou que é perigoso usar a

extrapolação para grandes tamanhos de motor, principalmente quando existe

um moderado erro experimental. A Equação (2.74) é mais bem comportada na

medida em que o comportamento assintótico é bom tanto em altos como em

baixos valores dos parâmetros p e D.

2.6 Taxa de Regressão da Parafina

Karabeyoglu fez um modelamento da queima da parafina em motores híbridos.

Por causa da complexidade do problema, o modelamento foi feito em três

estágios. No primeiro estágio os requerimentos para formação do filme líquido

através do derretimento do grão sólido foram investigados. No segundo estágio

a estabilidade linear da fina película sob o forte cisalhamento do fluxo de gás

foi considerada. No terceiro estágio, Karabeyoglu fez três modificações na

teoria para o arrastamento das gotas líquidas:

1) O calor efetivo de gaseificação é reduzido pelo arrastamento do líquido.

A diferença de entalpia entre a chama e a superfície é também reduzida

porque alguns dos reagentes estão na fase líquida. Karabeyoglu estimou

que a redução no calor efetivo de gaseificação é mais dominante que a

mudança na diferença de entalpia.

2) O fator de bloqueio St St0⁄ que modifica o fluxo de calor convectivo da

superfície é alterado devido à presença do escoamento bifásico. Em

uma primeira aproximação o efeito das gotas na quantidade de

81

movimento e na transferência de energia pode ser ignorado. Partindo

deste pressuposto, o fator de bloqueio pode ser expresso em função do

parâmetro de sopro da vaporização:

0 ( )St St f B= (2.75)

O parâmetro de sopro da vaporização, B, inclui somente a transferência

de massa da fase gasosa a partir da superfície do combustível sólido e

não das gotas líquidas. Pode-se assumir também que a evaporação das

gotículas liberadas a partir da superfície líquida na corrente de gás não

ocorre sob a chama. Além disso, é uma aproximação razoável para as

condições operacionais típicas de foguetes híbridos que são

caracterizadas por elevados valores de B.

3) As ondulações formadas na superfície do filme líquido aumentam a

rugosidade da superfície e a transferência de calor da frente de chama

para a superfície do grão. Karabeyoglu considerou que este fator tem

uma menor influência sobre a taxa de regressão total em comparação

com os dois primeiros fatores.

Em geral, a taxa de regressão total de um motor híbrido pode ser então escrita

como a soma da taxa de regressão pela evaporação do líquido da superfície

ondulada do grão para o fluxo de gás e a taxa de regressão por arrastamento,

relacionada à massa de combustível extraído mecanicamente a partir da

superfície líquida.

A teoria de combustão de camada líquida no grão de parafina foi refinada e

expandida por Karabeyoglu et al. (2005) para incluir o caso de condições

supercríticas em que a maioria dos sistemas de combustível à base de parafina

operam. Para testar a sua precisão, o modelo foi aplicado para predizer as

taxas de regressão de alcanos normais (totalmente saturados, com cadeia

82

linear de hidrocarbonetos com a fórmula química CnH2n+2

). Grande parte dos

combustíveis híbridos de alta queima que formam filme líquido testados são

alcanos normais, como pentano ou misturas de n-alcanos, como a parafina

comum. Em geral, foi encontrada uma boa concordância entre a teoria e os

resultados dos testes experimentais ao longo de um vasto leque de número de

carbonos. De acordo com Karabeyoglu et al. (2005) os resultados da teoria de

combustão de camada líquida mostraram que, para a maioria das aplicações, a

parafina comum tem as melhores propriedades como combustível de foguete

híbrido entre a série de n-alcanos, devido à sua elevada taxa regressão e

relativamente alta temperatura fusão.

83

3 PROJETO DA BANCADA

Uma bancada de testes foi projetada, construída e instrumentada visando

determinar os parâmetros de desempenho de propulsores híbridos, incluindo

impulso específico, velocidade característica, coeficiente de empuxo,

eficiências e tempo de queima do grão.

Para determinar esses parâmetros de desempenho a bancada deve conter

dispositivos apropriados para a medição de forças, pressões, temperaturas,

tempos e vazões mássicas, além de dispor de um sistema de controle de

operação e de aquisição e armazenamento de dados. Com as informações

obtidas, os desempenhos dos diferentes pares propelentes em diferentes

condições de teste podem ser avaliados e comparados.

A bancada projetada é constituída em linhas gerais de:

1. Sistema de suporte

2. Sistema de abastecimento e armazenamento de oxidante

3. Sistema de pressurização do oxidante

4. Sistema de purga

5. Sistema de medição e controle

6. Sistema de pressurização das válvulas pneumáticas

7. Sistema de aquisição e tratamento de dados

8. Sistema de controle de operação

A figura 3.1 mostra um diagrama simplificado da bancada. Descrições dos

diversos sistemas são apresentadas a seguir.

O projeto dos componentes da bancada foram feitos com auxílio do software

de engenharia Solidworks 2007, o que permitiu uma visualização antecipada da

montagem dos componentes do propulsor e da bancada, e simplificou o estudo

de possíveis interferências e eventuais alterações e redimensionamentos.

84

5

Válvulas esfera eletropneumáticas

Medidor/controlador de vazão termal

Válvula de alívio

Transdutores de pressão

Célula de carga

Termopar

Medidor/controlador de vazão coriolis

Válvula de tiro um

Válvula de tiro dois

Válvula de suspiro

Válvula de pressurização

Válvula de abastecimento

Válvula de ignição um

Válvula de ignição dois

Válvula de purga (N2)

Linh

a de

pur

ga

Linha de pressurização

Linha deabastecimento

Linha de alimentaçãodo propulsor (N2Oliq)

Linha de alimentaçãodo ignitor (N2Ogás)

Manômetros

Filtro 10 micra

2 18

67

34

12345678

Figura 3.1 – Diagrama simplificado da bancada.

Figura 3.2 – Bancada de testes e linhas de gases e líquidos.

LLiinnhhaa ddee NN22 ddee aallttaa pprreessssããoo

LLiinnhhaa ddee aabbaasstteecciimmeennttoo ddee NN22OO

MMaannôômmeettrroo FFiillttrroo

LLiinnhhaa ddee NN22 ddee bbaaiixxaa pprreessssããoo

LLiinnhhaa ddee pprreessssuurriizzaaççããoo

LLiinnhhaa ddee ppuurrggaa

85

3.1 Sistema de Suporte

O sistema de suporte é constituído do subsistema de suporte do propulsor e do

subsistema de suporte da instrumentação. Os dois suportes foram separados

para evitar que vibrações oriundas do motor fossem transmitidas para

medidores, controlador de vazão, linhas e tanque.

3.1.1 Subsistema de suporte do propulsor

O subsistema de suporte do propulsor foi projetado e construído visando

permitir testes de motores de até 500 N, com a possibilidade de utilizar

diferentes combinações de pares propelentes. O subsistema é constituído

basicamente de uma bancada e de uma balança de empuxo. A bancada é

fixada ao chão através de 4 sapatas com 4 parafusos M10 cada e com

amortecimento por placas de borracha. Foram utilizados tubos quadrados de

aço carbono de 80×80×3 mm que foram cortados, unidos por solda e

posteriormente pintados. A Figura 3.3 apresenta a foto da bancada construída

e uma vista do projeto.

Figura 3.3 – Bancada de suporte do propulsor.

86

A balança de empuxo é composta de lâminas flexíveis de aço tipo mola com 1

mm de espessura, aparafusadas na bancada e no propulsor. A Figura 3.4

apresenta o propulsor fixado nas lâminas flexíveis aparafusadas na bancada de

suporte e a célula de carga para medida do empuxo. Essa célula de carga é

apresentada em detalhes juntamente com os equipamentos de medidas na

seção 3.5.

Figura 3.4 – Fixação do propulsor na balança de empuxo.

Célula de carga

Placas flexíveis

87

3.1.2 Subsistema de suporte da instrumentação

O subsistema de suporte da instrumentação destina-se a fixar e proteger o

tanque de oxidante, as válvulas de controle eletro-pneumáticas, o medidor e

controlador de vazão mássica Coriolis e o sistema de ignição, visando a

organização com simplicidade do conjunto e a redução do comprimento e do

volume das linhas de oxidante líquido de forma que os tempos de resposta dos

acionamentos fosse minimizado.

O suporte da instrumentação é constituído de uma estrutura metálica, uma

placa para fixação de válvulas e linhas de alimentação e controle e uma coluna

para suporte do tanque de oxidante. A Figura 3.5 apresenta uma vista do

projeto e uma foto do sistema de suporte da instrumentação.

Figura 3.5 – Sistema de suporte da instrumentação.

88

A estrutura metálica é constituída de tubos de aço carbono de 60×40×3,2 mm

cortados, soldados e posteriormente pintados. A placa de alumínio tem 6 mm

de espessura e dá suporte aos medidor controlador Coriolis, válvulas e linhas,

bem como fornecer proteção aos mesmos, assim como ao tanque, caso ocorra

alguma falha no propulsor. A coluna vertical com 1900 mm possui uma balança

na sua parte superior que sustenta o tanque de oxidante. A bancada de

instrumentação é fixada ao chão através de 12 parafusos M10.

As Figuras 3.6 e 3.7 mostram fotos dos sistema de suporte do propulsor e do

sistema de suporte da instrumentação com o propulsor e os equipamentos de

medida e controle.

Figura 3.6 – Bancada de instrumentação vista da placa de proteção e da montagem

dos equipamentos

89

Figura 3.7 – Vista da bancada de instrumentação e propulsor.

3.2 Sistema de abastecimento e armazenamento de oxidante

O sistema de abastecimento e armazenamento de oxidante tem por finalidade

transferir o oxidante do cilindro fornecido pelo fabricante, armazenado em

condições de saturação, para o tanque de oxidante do propulsor e armazená-lo

nas condições previamente especificadas de pressão e com massa de oxidante

suficiente para realização de cada teste. A massa de oxidante é avaliada a

partir de uma balança basculante montada na parte superior do taque.

O sistema é constituído de cilindro de oxidante, tanque do oxidante, filtros,

manômetro, válvulas, linhas de gás e líquidos e balança do tanque.

O tanque de oxidante, mostrado na figura 3.8, é um cilindro de amostragem em

aço inoxidável, fornecido pela empresa Swagelok, com capacidade de 3,785

litros (1 gal) e pressão de trabalho até 124 bar, para ser utilizado pressurizado

até 100 bar.

90

Figura 3.8 – Tanque em aço inox 304.

As linhas de gases e líquidos desse sistema foram feitas por tubos e conexões

anilhadas de aço inoxidável de 1/4”, excetuando-se as mangueiras de entrada

e saída do tanque, feitas de PTFE (teflon) com reforço de trama de aço

inoxidável. Essas mangueiras são necessárias para dar sensibilidade ao

sistema de medida de peso do tanque projetado.

Um tubo pescador em aço inox foi utilizado para definir o volume máximo de

oxidante e permitir a formação de um volume de gás (ullage) na parte superior

do tanque, evitando assim problemas de expansão do líquido e facilitando a

pressurização e descarga do tanque, conforme mostrado na figura 3.9. Esse

volume pode ser variado alterando-se o comprimento do tubo. Foi escolhido um

comprimento de forma a obter um volume de ullage de aproximadamente 10%

e, por conseguinte, limitar a massa de óxido nitroso em 2,5 kg à 21o

C.

Para determinar se o tanque está no nível adequado e permitir que o ar escape

durante o enchimento do tanque, é utilizada uma válvula suspiro (vent) no topo

do tanque. Portanto quando o oxidante líquido alcança o nível especificado,

observa-se o escape do oxidante líquido pelo suspiro e fecha-se a válvula. Na

figura 3.10 a válvula suspiro está destacada no circulo vermelho.

91

Figura 3.9 – Tubo pescador no tanque de oxidante.

Figura 3.10 – Válvula suspiro.

Foi projetada uma balança na forma de suporte articulado visando suspender o

tanque de oxidante líquido e permitir a sua pesagem durante todo o teste.

Pode-se assim estimar a massa do oxidante no tanque e a sua vazão mássica

a cada instante.

Tubo

pescador

92

Foram utilizados mancais e rolamentos para bascular o tanque. Para fixar o

tanque aos mancais e à célula de carga de tração, foram utilizadas braçadeiras

de aço feitas especialmente por fresagem a partir de um bloco sólido. A Figura

3.11a apresenta o projeto CAD do sistema de pesagem onde ainda podem ser

observadas as válvulas de suspiro e de pressurização e o transdutor de

pressão do tanque. Na Figura 3.11b observa-se a célula de carga, o suporte de

aço, os mancais e os rolamentos. A célula de carga é apresentada em detalhes

juntamente com os equipamentos de medidas na seção 3.5.

a) Projeto b) Foto

Figura 3.11 – Parte superior do sistema de abastecimento do tanque.

Tanque de oxidante

Célula de carga

Válvula de alívio Válvula suspiro

Transdutor de pressão

Válvula para pressurização do oxidante

CCéélluullaa ddee ccaarrggaa

SSuuppoorrttee ddoo ttaannqquuee

MMaannccaall

93

Como mostrado na figura 3.12 a linha de abastecimento de N2O não utiliza

regulador de pressão, sendo conectada diretamente ao cilindro de óxido nitroso

que é mantido de cabeça para baixo a fim de fornecer somente óxido nitroso

liquido. Nessa linha foi posicionado um manômetro com fundo de escala de

100 bar para observar a pressão dentro do cilindro fornecido pelo fabricante e a

necessidade de troca deste cilindro. Foi utilizado um filtro modelo FTH-4T-10-

S316 da marca Hylok com elemento filtrante sinterizado em inox 316 de 10

micra para reter eventuais impurezas contidas no cilindro de N2

O evitando

assim a contaminação da linha de alimentação.

Figura 3.12 – Manômetro e filtro da linha de abastecimento.

A operação de carregamento consiste em comandar a abertura da válvula 3 de

ventilação e a abertura da válvula 5 de abastecimento (numeração de acordo

com a figura 3.1). O óxido nitroso na fase líquida, armazenado no cilindro em

condições de saturação, 51 bar a 21 oC, flui pela linha de abastecimento até o

tanque de oxidante que se encontra inicialmente em pressão atmosférica

devido à abertura do suspiro. A abertura é um rasgo de cerca de 0,3 mm por 10

mm, que reduz a velocidade de enchimento do tanque e, por conseguinte, evita

o resfriamento excessivo do líquido transferido. Quando óxido nitroso líquido

94

jorra pela válvula suspiro ou a massa desejada é alcançada a operação é

finalizada fechando-se as válvulas 3 e 5.

Caso seja utilizado um oxidante não pressurizado como peróxido de hidrogênio

o carregamento do tanque pode ser realizado diretamente pela sua parte

superior.

3.3 Sistema de pressurização do oxidante

Nas figuras 3.1 e 3.2 que mostram a bancada completa, pode ser observada a

linha de alimentação de N2

de alta pressão que se divide por uma conexão T

em uma linha de pressurização do tanque e uma linha de purga.

Essas linhas são mantidas a uma pressão pré-fixada durante os testes (80 bar,

por exemplo) através de um sistema de pressurização por nitrogênio gasoso.

Para isso foi utilizado um regulador de pressão de alta vazão com acionamento

por pistão, ligado a um tanque de nitrogênio gasoso comercial. O regulador foi

especificado para fornecer pressões de saída de até 200 bar e prover N2

em

vazão suficiente para manter a pressão no tanque de oxidante do propulsor

durante o teste. Na figura 3.13 é mostrado o regulador de alta vazão utilizado.

Figura 3.13 – Regulador de alta vazão.

95

A operação de pressurização consiste em comandar a abertura da válvula 4

(numeração de acordo com a figura 3.1), ou seja, a válvula de pressurização e

mantê-la aberta durante todo o teste do motor. A pressurização garante que o

óxido nitroso seja injetado na fase líquida na câmara de combustão. E permite

a manuntenção da pressão no nível estabelecido mesmo com a tendência a

queda devido ao esvaziamento do tanque. A operação de pressurização é

finalizada com o fim do teste e fechamento da válvula 4.

3.4 Sistema de purga

A linha de purga derivada da linha de alta pressão de nitrogênio fornece N2

para ser injetado na câmara de combustão através do injetor do próprio

propulsor. Esse N2

é utilizado para resfriar a câmara e extinguir a chama

através da expulsão dos gases oxidantes após o teste. Essa operação é

necessária para um resfriamento da câmara e re-solidificação do grão sólido

para uma melhor medida de taxa de regressão. Dessa forma, evita-se o

derretimento e a deformação do grão após o teste.

A realização da operação de purga consiste no comando de abertura da

válvula 8 de purga imediatamente após o teste. Essa válvula recebe um

comando automático para, após o teste, se manter aberta por um tempo pré-

determinado, em geral, 5 segundos. Após esse período a válvula recebe

comando para seu fechamento.

3.5 Sistema de medição e controle

O sistema de medição e controle é constituído de sensores, atuadores e

controladores utilizados para medidas e acionamento da bancada de testes. Os

sensores incluem células de carga, transdutores de pressão, termopares e

medidores de vazão. Os atuadores são válvulas eletropneumáuticas,

reguladores de pressão, válvulas de alívio e válvula anti-retorno. Os

96

controladores são usados na medida e manutenção da vazão mássica

conforme definido em projeto.

3.5.1 Células de carga

Uma célula de carga é classificada como um transdutor de força. Ela converte

a deformação produzida por uma força sobre um material em um sinal elétrico.

O sensor de deformações ou “strain gage” é o dispositivo central de uma célula

de carga. As partes do strain gage são montadas no corpo da célula de carga

com adesivos especiais. O posicionamento preciso, a montagem e os materiais

usados no strain gage têm um efeito importante no desempenho da célula de

carga. Quando uma tensão de entrada é aplicada, a saída será uma tensão

proporcional à força aplicada na célula. Esta saída pode ser amplificada e

processada através da instrumentação.

A deflexão das lâminas da balança de empuxo permite a medida de empuxo

através de uma célula de carga da marca Weightech, modelo PW10C3, do tipo

single point, com capacidade para 100 Kg, posicionada na parte traseira do

propulsor, permitindo testes com motores de diversas dimensões. A figura 3.14

mostra fotos da célula de carga para medida de empuxo.

Figura 3.14 – Célula de carga de 100kg para medida do empuxo.

97

Na figura 3.15 é mostrada a montagem da célula de carga na cabeça de

injeção do propulsor. A linha vermelha mostra o posicionamento do cabo de

aço para calibração da célula de carga com pesos rastreados. O sistema de

calibração é composto de uma viga vertical com um eixo e rolamento na parte

superior, para transferir a força peso vertical para tração no cabo de aço e,

conseqüentemente, produzir uma força de compressão do motor na célula de

carga. Essa forma de calibração, no local, fornece bons resultados, pois leva

em consideração a influência de outras forças atuantes, como as produzidas

por mangueiras e cabos na medida do empuxo.

Figura 3.15 – Montagem da célula de carga de 100kg e sistema de calibração.

Para o sistema de pesagem do tanque de oxidante, foi utilizada uma célula de

carga de tração/compressão do tipo S da marca Weightech, modelo S40, com

capacidade para 50 kg como mostrado na figura 3.16. A célula de carga foi

calibrada no local, com o enchimento do tanque de oxidante com massas de

água diferentes. A figura 3.17 mostra a montagem da célula de carga no

sistema de pesagem do tanque.

98

Figura 3.16 – Célula de carga tipo S de tração/compressão.

Figura 3.17 – Célula de carga montada para pesagem do oxidante no tanque.

99

3.5.2 Transdutores de Pressão

Foram utilizados cinco transdutores de pressão (transdutor de contato resistivo)

da marca WIKA modelo A-10 com faixa de pressão de 0 a 100 bar para medir a

pressão na câmara, localizados antes da injeção, para avaliar a pressão

imediatamente antes da injeção, na pré-câmara, para medir a pressão na

câmara, na parte superior do tanque, na injeção do ignitor e na câmara do

ignitor. A figura 3.18 mostra o posicionamento dos transdutores de pressão no

corpo do ignitor e no corpo do propulsor. Foram utilizados tubos longos para

conectar os transdutores ao ignitor eletrotérmico para não danificar os

transdutores com o calor excessivo da ignição.

Figura 3.18 – Posicionamento dos transdutores de pressão na ignição e no propulsor.

Os transdutores utilizados têm não linearidade abaixo de 0,6% do fundo de

escala, e tempo de resposta menor que 4 ms, dessa forma podem ser

observadas instabilidades e oscilações de até 250 hz. Suas partes molhadas

são construídas inteiramente em aço inoxidável AISI 316L pela sua

compatibilidade com os oxidantes e produtos da combustão e por sua

100

resistência térmica. Cada sensor foi fornecido com certificado de calibração

RBC individual. A figura 3.19 mostra um transdutor de pressão A-10 com sua

plaqueta de calibração individual.

Figura 3.19 – Transdutor de pressão A-10.

3.5.3 Termopares

Um termopar é um transdutor de temperatura que compreende uma junção de

dois fios metálicos de materiais diferentes que gera uma tensão elétrica

dependente da temperatura da junção. No experimento foram utilizados 8

termopares tipo K (Cromel / Alumel) pelo seu baixo custo e faixa de operação

de -270°C a 1200°C.

Mediu-se a temperatura anteriormente (pré-câmara de injeção) e

posteriormente (pré-câmara de combustão) à placa injetora para avaliar a

queda de temperatura devida à expansão do jato de oxidante após a injeção e

pela vaporização deste.

101

A medida de temperatura na pré-câmara também é importante para determinar

o momento e o comportamento térmico da ignição, pois, como observado nas

seções anteriores, a pré-câmara nesse projeto fornece a interface entre o

sistema de ignição e o propulsor. As curvas de temperaturas para se

determinar o momento de ignição são observadas em detalhes no capítulo 5.

Foram posicionados também termopares na entrada e na saída de água da

camisa de refrigeração da tubeira que será descrita em detalhe no próximo

capítulo. Com os dados de temperatura na entrada e na saída, juntamente com

a medida de vazão de água, pode-se calcular a transferência de calor no

sistema de arrefecimento da tubeira. A figura 3.20 mostra dois termopares

montados na tubeira do propulsor, dois na parte anterior e três no sistema de

ignição. Há um outro, não visível na figura, localizado no interior da resistência

do ignitor.

Figura 3.20 – Vista dos termopares.

102

O sistema de ignição é um dispositivo eletrotérmico catalítico instrumentado

com quatro termopares. O primeiro na injeção do ignitor, o segundo no leito

catalítico, o terceiro na saída do ignitor e o quarto interno à resistência e mede

a temperatura logo após o leito catalítico. A figura 3.21 mostra a disposição dos

termopares no sistema de ignição.

Figura 3.21 – Termopares no sistema de ignição.

3.5.4 Medidores de Vazão

Para uma medição acurada e o controle preciso da vazão mássica de oxidante

foi selecionado um medidor e controlador de vazão do tipo Coriolis da marca

Bronkhorst, modelo M55. O controlador-medidor é integrado a uma válvula de

controle eletropneumática da marca Badger, modelo RC200 de 1/4”, permitindo

o controle e a medida de uma vazão máxima de 600 kg/h.

103

O medidor de Coriolis contém dois tubos em U paralelos, que fazem parte de

um sistema oscilante. A passagem do fluido pelos tubos vibrantes produz

esforços alternados devido à força de Coriolis, o que provoca uma torção do

tubo causando uma defasagem na oscilação entre os tubos U, que é detectada

por sensores. O sinal de saída resultante é estritamente proporcional à vazão

mássica real. O princípio de funcionamento do medidor Coriolis pode ser

melhor compreendido com o auxilio da figura 3.22. A figura 3.23 mostra a

montagem do sistema de medição Coriolis na bancada de instrumentação.

Figura 3.22 – Diagrama do principio de funcionamento do medidor Coriolis.

104

Figura 3.23 – Medidor de vazão Coriolis.

A faixa de operação de 50:1 (12 a 600 kg/h), fornecida pelo fabricante do

medidor Coriolis, está limitada à faixa de operação da válvula Badger de 15:1,

assim sendo, a vazão de oxidante será controlada dentro dos valores de 600 a

40 kg/h o que satisfaz os requisitos de projeto da bancada de teste. A precisão

de leitura nessas condições é de 1%.

O módulo eletrônico de controle E-7500 mostrado na figura 3.24 fornece a

interface entre o equipamento de medida de vazão e o computador e/ou

sistema de aquisição.

105

Figura 3.24 – Módulo eletrônico de controle E-7500.

Para medida e controle da vazão mássica do fluido (N2

O gasoso) passando no

ignitor eletrotérmico catalítico foi selecionado um medidor controlador de vazão

mássica do tipo termal da marca Aalborg, modelo GFC-17, com faixa de 0 a 5

l/min, construído em aço inox 316.

Em um medidor termal de vazão mássica o fluido passa no tubo sensor onde

duas bobinas idênticas são enroladas externamente. Estas bobinas funcionam

tanto como sensores de temperatura quanto aquecedores. No caso de vazão

nula pelo tubo, o perfil de temperatura na parede (perfil longitudinal) será

simétrico. Os dois sensores terão, assim, leituras de resistência idênticas.

Quando há escoamento, o perfil torna-se não simétrico com a segunda bobina

106

exposta a um nível de temperatura superior. A diferença de temperatura (ou

diferença de resistência) das duas bobinas é proporcional à vazão mássica.

O medidor controlador de vazão termal mássico é calibrado de acordo com o

peso molecular do gás, podendo assim, ser utilizado para medir vazões de

diferentes gases. A figura 3.25 mostra o medidor controlador de vazão com

display de LCD onde pode ser visualizada a vazão instantânea.

Figura 3.25 – Medidor de vazão termal mássico GFC17.

Para medida da vazão de água, foi selecionado um medidor de vazão do tipo

rotâmetro com capacidade de medida de 0 a 15 g/s de água a 21 oC. A figura

3.26 mostra a foto do rotâmetro utilizado.

107

Medidores de área variável ou rotâmetros são largamente empregados na

indústria e em laboratórios. Eles baseiam-se na força de arraste exercida pelo

fluido sobre um “flutuador” colocado dentro de um tubo cônico de material

transparente. A posição de equilíbrio do “flutuador” pode ser relacionada com a

vazão do fluido.

Pela sua construção e princípio de funcionamento, estes medidores estão

limitados a montagens na posição vertical, podendo somente operar com

fluidos transparentes.

Figura 3.26 – Medidor de vazão do tipo rotâmetro.

3.5.5 Válvulas Esfera Eletropneumáticas

Na figura 3.27 é mostrada uma foto da bancada de instrumentação onde parte

das válvulas eletropneumáticas estão montadas. Para o controle remoto do

fluxo nas linhas da bancada foram utilizadas 8 válvulas esfera de 2 vias, em

aço inoxidável de 1/4". Têm atuador pneumático, são normalmente fechadas,

com retorno por mola e utilizam solenóide de 110 V. Seu modelo é SS-42GS4-

SC11-31CD Série 40G da Swagelok. Um desenho em corte do atuador

pneumático é mostrado na figura 3.28 e na figura 3.29 é mostrado uma foto da

válvula.

108

Figura 3.27 – Bancada de instrumentação mostrando válvulas.

Figura 3.28 – Corte esquemático do atuador pneumático das válvulas esfera.

109

Figura 3.29 – Válvula esfera eletropneumática.

A alimentação do sistema pneumático das válvulas é feita através de uma linha

de nitrogênio gasoso de baixa pressão (7 bar) e a alimentação dos solenóides

é feita através de relés de estado sólido. Os relés fornecem 110 V de tensão

para abertura das válvulas e são comandados com tensão de 5 V pelo sistema

de aquisição. Na figura 3.30 podem ser observados 5 relés de estado sólido

com dissipadores de calor para acionamento das válvulas eletropneumáticas

Figura 3.30 – Relés de estado sólido para controle das válvulas esfera.

110

3.5.6 Válvulas de Alívio e Anti-Retorno

Válvulas de alívio de pressão são utilizadas contra surtos de pressão em

tanques, reservatórios e máquinas. Quando ocorre uma sobrepressão interna

no tanque e que ultrapassa a pressão de calibração da válvula, esta atua

imediatamente, aliviando a pressão excedente, preservando assim a

integridade física do tanque e dos equipamentos a ele ligados. Após o alívio da

pressão, a válvula retorna à posição original automaticamente.

Foi utilizada uma válvula de alívio, modelo RV2H-4T-WS em aço inoxidável da

marca Hylok, calibrada para atuar a 100 bar de pressão. Esta válvula pode ser

facilmente re-ajustada para atuar até 150 bar apenas mudando a tensão na

mola com o aperto do parafuso na extremidade. A figura 3.31 mostra a válvula

de alívio de pressão utilizada, montada na extremidade de um tubo conectado

ao topo do tanque.

Figura 3.31 – Válvula de alivio de pressão.

111

Válvulas de retenção ou anti-retorno são equipamentos de proteção instaladas

em linhas de líquido ou gás visando protegê-las de um eventual refluxo. Na

linha de oxidante gasoso do ignitor eletrotérmico catalítico foi utilizada uma

válvula anti-retorno modelo CVH1-H4T-1-S316 da marca Hylok em aço

inoxidável, com extremidades anilhadas conforme mostra a figura 3.32. Essa

válvula previne que gases provenientes da câmara de combustão do propulsor,

em maior pressão, retornem ao ignitor quando o propulsor híbrido é acionado.

Figura 3.32 – Corte esquemático e foto da válvula anti-retorno.

3.6 Sistema de pressurização das válvulas pneumáticas

Foi necessário um segundo cilindro de nitrogênio comercial gasoso para

alimentar a linha de nitrogênio de baixa pressão para acionamento das válvulas

esfera eletropneumáticas e acionamento da válvula de controle do

medidor/controlador de vazão Coriolis. Neste cilindro é utilizado um regulador

de pressão de nitrogênio comum para reduzir a pressão de cerca de 200 bar no

cilindro para a pressão de linha. São utilizadas mangueiras de poliuretano de 6

mm que suportam até 13,8 bar (200 psi) e se unem ao sistema por engates

rápidos. A pressão nessa linha foi mantida em 7 bar e foi utilizado um bloco

distribuidor de alumínio para fornecer alimentação a todas as válvulas. Para a

válvula de controle do medidor e controlador de vazão Coriolis foi necessário

mais um regulador de pressão para reduzir a pressão para 2 bar. Na figura 3.9

podem ser observadas as mangueiras de poliuretano, os engates rápidos, o

distribuidor em alumínio (em azul), e o segundo regulador de pressão para

112

reduzir a pressão da linha de alimentação de 7 para 2 bar a fim de acionar a

válvula de controle do medidor/controlador Coriolis (em vermelho).

Figura 3.32 – Foto do sistema de alimentação de pressão das válvulas

eletropneumáticas.

3.7 Sistema de aquisição e tratamento de dados

Nos primeiros testes foi utilizado o sistema de aquisição de dados da National

Instruments existente no LCP/INPE. Esse sistema de aquisição de dados faz a

leitura dos sinais enviados pelos sensores e o comando dos equipamentos da

bancada através de uma placa instalada no computador utilizado para

aquisição. A placa é a PCI-MIO-16E e possui 16 canais de entrada de sinal

analógico e algumas de outros tipos que não serão usados nos experimentos.

113

A placa PCI-MIO-16E controla um chassi SCXI-1000 que possui dois módulos

instalados. O primeiro módulo é um SCXI-1302 que permite apenas que sejam

feitas as conexões elétricas com 16 entradas analógicas. A placa PCI-MIO-16E

utiliza dois desses canais disponíveis e multiplexa 16 entradas analógicas para

termopares. Assim, ela passa a trabalhar com apenas 14 entradas analógicas

convencionais. Um segundo módulo de modelo SCXI-1102 é o responsável

pela leitura dos 16 canais para termopares. Esse módulo possui um termistor

para obter a temperatura para compensação de junta fria. Conectado a esse

módulo existe um SCXI-1303 que permite a conexão com os 16 canais de

entrada.

O sistema de aquisição faz apenas a leitura dos sinais de tensão dos sensores.

Para os instrumentos que transmitem o sinal em corrente com faixa de 4 a 20

mA foi utilizado um resistor de precisão de 250 Ω que permite a conversão

desse tipo de sinal para um sinal de tensão de 1 a 5 V.

Este sistema de aquisição de dados apresenta a seguinte configuração de

placas e módulos:

SCXI 1302 – Bloco de terminais para entradas analógicas, diferenciais,

PFI’s e digitais;

SCXI 1102 – 32 canais para entrada de termopares de todos os

modelos;

SCXI 1303 – Módulo de conexões;

SCXI 1000 – Chassis que recebe os módulos descritos acima;

PCI-MIO-16E – Placa de aquisição que se encontra dentro do gabinete

do computador.

A Figura 3.33 mostra uma foto dos gabinetes de aquisição de dados

localizados no laboratório onde está montada a bancada para testes de

motores híbridos descrita nesse trabalho.

114

Figura 3.33 – Foto do sistema de alimentação de pressão das válvulas

eletropneumáticas.

Para maior facilidade na aquisição dos dados dos experimentos, o laboratório

dispõe de painéis, como mostrado na Figura 3.34, montados para conectores

fêmea para termopares dos tipos K, R e S, conectores fêmea de cobre e

conectores BNC para as entradas analógicas e outras.

Nestes painéis os conectores estão ligados nos módulos que enviam os dados

para o chassi SCXI-1000 que compila os mesmos e os envia até a placa de

aquisição PCI-MIO-16E localizada dentro do gabinete do computador. A Figura

3.34 mostra um dos painéis com os conectores montados para adquirir os

dados do experimento e comandar os dispositivos da bancada.

115

Figura 3.34 – Foto do sistema de alimentação de pressão das válvulas

eletropneumáticas.

Inicialmente foi adquirido mais um módulo para ser usado nesse chassi para

aquisição de sinal da célula de carga sem necessidade de amplificadores.

Porém este módulo, ao contrário do indicado pelo fabricante, se mostrou

incompatível com o sistema.

Em vista disso, foi adquirido um sistema de aquisição portátil e dedicado para

aquisição de dados e para controle da bancada de testes. O novo sistema é

também da marca National Instruments sendo composto por um chassi

compacto modelo cDAQ 9172, dois módulos NI 9211, um módulo NI 9205, um

módulo NI 9219, um módulo NI 9263, um módulo NI 9472 e um módulo NI

9481.

Os dois módulos NI 9211 provêem 8 canais para termopares com resolução de

até 24 bits, o módulo NI 9205 dispõe de 32 canais de aquisição para propósitos

gerais (±200 mV a ±10 V) com resolução de até 16 bits, o módulo NI 9219

apresenta 4 canais de entrada analógica com resolução de até 24 bits, o

116

módulo NI 9263 dispõe de 4 canais de saída analógica para propósitos gerais

de ±10 V com resolução de até 16 bits, o módulo NI 9472 dispõe de 8 canais

de saída digital de 6 a 30 V e o módulo NI 9481 dispõe de 4 canais de relés

eletromecânicos SPST (Single Pole Single Throw). A velocidade do sistema

permite taxas de até 250000 S/s por módulo com uma exatidão absoluta de

0,013% para a faixa completa de medição. O sistema tem conectividade

padrão USB de alta velocidade (480 Mb/s) podendo ser conectado a um

computador portátil. A figura 3.35 mostra fotos do novo sistema de aquisição de

dados e de controle de dispositivos da bancada com seus módulos instalados.

Figura 3.35 – Sistema de aquisição de dados e controle de dispositivos da bancada

de testes.

117

3.8 Sistema de controle de operação

Para o registro dos dados obtidos durante os experimentos e controle de todos

os equipamentos da bancada foi desenvolvido uma aplicação no software

LabView da National Instruments. Labview é uma linguagem de programação

gráfica que usa ícones ao invés de linhas de texto para criar aplicações. Em

contraste com as linguagens de programação baseadas em texto, onde as

instruções determinam a execução do programa, Labview utiliza a

programação de fluxo de dados, onde o fluxo de dados determina a execução.

Os programas de Labview são chamados de instrumentos virtuais (Virtual

Instruments – Vis). As Vis têm três principais componentes: o painel frontal, o

diagrama de blocos e o painel de conexões (ícone). A figura 3.36 mostra um

diagrama de blocos feito para controle e aquisição de dados da bancada.

Figura 3.36 – Diagrama de blocos do programa desenvolvido.

O programa foi atualizado e aperfeiçoado ao longo da campanha de teste do

propulsor, passando por várias versões. A foto 3.37 mostra uma antiga versão

do programa de controle de operação da banca, em contraste a figura 3.38

mostra a última versão do programa.

118

Figura 3.37 – Antiga versão do programa de controle de operação da bancada.

Figura 3.38 – Última versão do programa de controle de operação da bancada.

119

Nesse painel frontal do programa, podemos observar informações de pressões,

temperaturas, vazões mássicas, massa de oxidante, empuxo do propulsor,

tempos de ignição e de funcionamento do propulsor e indicadores de abertura

de válvulas além de poder controlar todo o sistema bem finalizá-lo a qualquer

instante.

120

121

4 PROJETO DO PROPULSOR

Os sistemas da bancada e do propulsor foram dimensionados de forma

interativa de modo que o projeto de cada elemento influenciou o projeto dos

demais componentes. Assim como feito na bancada o projeto dos

componentes do propulsor contou com o auxílio do software de engenharia

Solidworks 2007, o que permitiu uma visualização, antes da construção e

montagem, de todo o conjunto, inclusive com equipamentos que foram

adquiridos como válvulas, medidores, etc.

Os elementos principais do propulsor foram calculados através de uma rotina

computacional implementada em linguagem Matlab, conforme procedimento

mostrado na seção a seguir. Alguns dos parâmetros iniciais de projeto são

apresentados na Tabela 4.1.

Tabela 4.1 – Alguns parâmetros iniciais para projeto do propulsor híbrido.

Empuxo máximo teórico (N) 400

Tempo máximo de queima (s) 40

Pressão máxima na câmara (bar) 40

Pressão no tanque de óxido nitroso (bar) 80

Pressão no tanque de peróxido (bar) 60

Diâmetro interno da câmara (mm) 127

Razão de expansão (-) 4

O empuxo foi definido de forma a permitir a utilização do propulsor como motor

de apogeu. O tempo de queima máximo foi estabelecido visando permitir a

observação dos transientes (ignição e fim de queima) e a operação em regime

do propulsor em um tempo adequado para medida das taxas de regressão e

sem gasto excessivo de propelente.

122

No caso do óxido nitroso a pressão no tanque foi definida em 80 bar para

garantir condições acima da saturação à temperatura ambiente.

A queda de pressão na injeção deve ser em torno de 30 % da pressão na

câmara para impedir instabilidades na alimentação. A razão de expansão igual

a 4 foi escolhida para otimizar o empuxo do motor na altitude de testes no

LCP/INPE e facilitar a fabricação da tubeira.

O diâmetro interno da câmara foi definido em função dos tempos de queima

esperados para os propelentes empregados e dos tubos de molde da parafina

disponíveis no mercado.

Na seção seguinte é mostrado o dimensionamento do grão de combustível e

da tubeira do propulsor híbrido, considerando-se os fundamentos teóricos

apresentados no Capítulo 2.

4.1 Dimensionamento do Grão e da Tubeira do Propulsor Híbrido

A vazão mássica total de propelentes, mp , e a vazão mássica de oxidante, mo ,

são dadas, respectivamente, por

p

o

Fmg Isp

=

(4.1)

e

11

po

mm

O C

=+

(4.2)

onde F é o empuxo, go é a aceleração da gravidade, Isp é o impulso específico

e O/C é a razão de massa entre oxidante e combustível.

123

O diâmetro interno inicial do grão de combustível, Dig

, é dado por

1/24 pig

io

mD

G

=

π (4.3)

onde Gio é o fluxo inicial de oxidante por unidade de área, considerado igual a

200 kg/m2

s para todos os oxidantes. Ele diminui com o tempo se a vazão

mássica for mantida constante.

O diâmetro externo, Deg

, do grão de combustível é calculado por

( )

1/(2 1)

2 144 2

1000

nnp n

eg b igmaD n t D

+

+

= + +

π (4.4)

onde tb

é o tempo de queima e a e n são as constantes de regressão do par

propelente.

A massa, mc, e o volume, Vc

, do combustível são dados, respectivamente, por

p b

c O Cm t

m =

(4.5)

e

cc

c

mV =ρ

(4.6)

O comprimento do grão, Lg

, é dado por

( )2 2

4 cg

eg ig

VLD D

=−π

(4.7)

124

A área da garganta, At, e a área da saída da tubeira, As

, são dadas,

respectivamente, por

tcF

FAC p

= (4.8)

e

s tA A= ε (4.9)

onde CF é o coeficiente de empuxo, pc

é a pressão na câmara e ε é a razão de

expansão da tubeira.

O impulso específico e o coeficiente de empuxo do propulsor são calculados

com ajuda do programa de equilíbrio químico NASA CEA 2004. Utilizando

esses cálculos é possível determinar a razão O/C ideal para cada par

propelente para uma dada pressão na câmara. A razão O/C ideal é aquela que

permite obter maiores impulsos específicos.

A Figura 4.1 mostra graficamente o resultado obtido para impulso específico e

coeficiente de empuxo, utilizando óxido nitroso como oxidante queimando com

parafina, com razão de expansão 4, tubeira adaptada e escoamento congelado

dadas diferentes pressões na câmara do propulsor.

A figura 4.2 apresentados o resultado de impulso específico e coeficiente de

empuxo utilizando peróxido de hidrogênio a 85% como oxidante queimando

com parafina, com razão de expansão 4, tubeira adaptada e escoamento

congelado para diferentes pressões na câmara.

125

a) Impulso específico

b) Coeficiente de empuxo

Figura 4.1 – Isp e CF para o par N2O - parafina.

230

231

232

233

234

235

236

237

238

239

240

5,0 5,5 6,0 6,5 7,0 7,5 8,0 8,5 9,0

Isp

(s)

O/C

Pc = 10 barPc = 20 barPc = 30 barPc = 40 bar

1,40

1,42

1,44

1,46

1,48

1,50

5,0 5,5 6,0 6,5 7,0 7,5 8,0 8,5 9,0

Cf

O/C

Pc = 10 barPc = 20 barPc = 30 barPc = 40 bar

126

a) Impulso específico

b) Coeficiente de empuxo

Figura 4.2 – Isp e CF para o par H2O2 (85%) - parafina.

220

221

222

223

224

225

226

227

228

229

230

5,0 5,5 6,0 6,5 7,0 7,5 8,0 8,5 9,0

Isp

(s)

O/C

Pc = 10 barPc = 20 barPc = 30 barPc = 40 bar

1,40

1,42

1,44

1,46

1,48

1,50

5,0 5,5 6,0 6,5 7,0 7,5 8,0 8,5 9,0

Cf

O/C

Pc = 10 barPc = 20 barPc = 30 barPc = 40 bar

127

Nota-se que a variação do coeficiente de empuxo com a pressão na câmara e

com a razão O/C é pouco significativa. O impulso específico também não varia

significativamente com a pressão na câmara e relativamente pouco com O/C,

nas faixas consideradas. Isto também foi observado na Figura 1.6.

A Tabela 4.2 apresenta as constantes de regressão dos pares propelentes

estudados, N2O-parafina e H2O2(85%)-parafina, os valores de impulsos

específicos e as razões O/C utilizadas, considerando Pc

ε = 40 bar e a razão de

expansão da tubeira, = 4. O escoamento na tubeira é considerado

congelado, isto é, mantém a composição da saída da câmara de combustão.

Tabela 4.2 – Parâmetros dos pares propelentes.

Parâmetro H2O2 N (85%) 2O

a (mm/s)(m2s/kg) 0,0344 n 0,1704

n (-) 0,9593 0,5

O/C (-) 8,0 7,0

Isp (s) 229 238

pm (kg/s) 0,1785 0,1728

om (kg/s) 0,1597 0,1512

A Tabela 4.3 mostra as dimensões calculadas do grão e da tubeira para cada

par propelente, usando as fórmulas apresentadas.

Tabela 4.3 – Dimensões do grão e da tubeira para cada par propelente.

Dimensão H2O2 N (85%) 2O

Dig 33,7 (mm) 33,1

Deg 118,7 (mm) 117,8

Lg 91,7 (mm) 109,2

Dt 9,4 (mm) 9,4

Ds 18,8 (mm) 18,8

128

4.2 Projeto do Propulsor

A Figura 4.3 mostra uma vista em corte do conjunto do propulsor que inclui o

sistema de injeção, o sistema de ignição, a câmara de combustão e a tubeira.

Mostra-se também uma vista do propulsor montado na bancada de testes

ainda na fase de projeto. A câmara de combustão é dividida em três seções:

pré-câmara, seção do grão propelente e pós-câmara.

Os componentes principais do propulsor foram construídos em aço inoxidável

316, por sua resistência mecânica e compatibilidade com os oxidantes e

produtos da combustão a serem utilizados.

a) Vista em corte do propulsor de 400 N.

Termopar

Transdutor de pressão

Transdutor de pressão

Termopar

Polietileno

Grão de Parafina

Pós-câmara Pré-câmara

Tubeira

Camisa de refrigeração

Linha de alimentação

129

b) Vista do propulsor na bancada de testes.

Figura 4.3 – Propulsor híbrido de 400 N para teste na bancada.

A Figura 4.4 mostra fotos do propulsor construído.

a) Foto do propulsor sem instrumentação.

130

b) Fotos do propulsor montado na bancada de testes e instrumentado.

Figura 4.4 – Fotos do propulsor híbrido de 400 N.

4.2.1 Tubeiras

Foram construídas duas tubeiras para testes: uma maciça, sem refrigeração

ativa, ou seja, resfriada apenas pelo ar ambiente, para testes curtos de até 15

s; e uma segunda tubeira, refrigerada a água, para permitir a realização de

testes de maior duração, de até 60 s.

131

Na tubeira refrigerada, a vazão da água é medida através de um rotâmetro e a

sua temperatura avaliada por termopares na entrada e na saída da camisa de

refrigeração. Para confecção da tubeira refrigerada, fez-se necessário a

fabricação de quatro peças de inox distintas que, posteriormente, foram

soldadas formando uma só peça. A parede da camisa externa da tubeira

refrigerada tem espessura de 7 mm, permitindo assim suportar uma pressão no

interior do motor de 200 bar, com um fator de segurança de cerca de 2 a

temperatura ambiente. A espessura da parede da tubeira foi especificada em 2

mm para facilitar a transferência de calor para a água refrigerante, mas

resistindo a uma pressão de 100 bar. Na Figura 4.5 observa-se as partes que

formarão a tubeira ainda não soldadas e acabadas.

Figura 4.5 – Tubeira refrigerada (fase de construção).

132

Na Fig. 4.6 são mostradas fotos da tubeira com camisa de refrigeração e a

tubeira sem refrigeração.

Figura 4.6 – Tubeira com refrigeração à esquerda e sem refrigeração a direita.

Em uma tubeira com divergente cônico, utiliza-se um ângulo de divergência

entre 24 e 36 graus para evitar o descolamento da camada limite (Sutton,

1992). Quanto menor o ângulo de divergência, menores são as perdas devidas

à componente radial do escoamento de gases de combustão. No limite teórico

quando o ângulo de divergência tende a zero, todos os gases do escoamento

fluem no sentido longitudinal. Adotou-se neste trabalho um ângulo de

divergência de 24 graus (semi-ângulo α = 12º). Como o ângulo do convergente

não é um fator crítico, adotou-se um semi-ângulo de 45º pra diminuir o

comprimento da seção convergente. Ainda na tubeira, projetou-se uma seção

reta de 50 mm, com o mesmo diâmetro da seção do grão propelente, para

funcionar como pós-câmara, favorecendo assim uma melhor mistura e a

queima completa dos gases antes da sua ejeção conforme apresentado na

Figura 4.7.

133

Figura 4.7 – Projeto e algumas dimensões da tubeira.

4.2.2 Câmara de Combustão

Conforme já mencionado a câmara de combustão é dividida em três seções:

Pré-câmara

Seção do grão propelente

Pós-câmara

Sendo que pós-câmara encontra-se acoplada à tubeira como descrito no item

4.2.1. A Fig 4.8 mostra a montagem parcial da câmara de combustão.

134

Figura 4.8 – Fotos da câmara de combustão.

135

4.2.2.1 Grão Propelente

O grão propelente é constituído basicamente de parafina fundida com uma

pequena quantidade de corante, para torná-la opaca e reduzir os efeitos de

radiação durante a combustão. O grão deve ser fundido em um molde e, para

este fim, foi utilizado um tubo de polietileno com diâmetro de 5 polegadas. Este,

além de servir de molde durante a fabricação, fornece proteção térmica ao

motor durante o teste, além de garantir maior rigidez estrutural ao grão.

Anteriormente e posteriormente ao grão, encontram-se anéis de aço inoxidável

que suportam o grão e evitam uma queima prematura das suas extremidades.

Para conectar a pré-câmara à tubeira há uma seção de aço inoxidável de 125

mm de comprimento e 7 mm de espessura para suportar a pressão interna do

motor. Esta seção recebe o tubo de polietileno usinado e os anéis. Esses

componentes podem ser observados nas figuras 4.9, 4.10 e 4.11.

Figura 4.9 – Vista do grão combustível, anéis de suporte e proteção térmica de

polietileno e foto do grão combustível e proteção térmica de polietileno.

136

Figura 4.10 – Vista do grão combustível, anéis de suporte e proteção térmica de

polietileno e foto da seção de aço que comporta a câmara de

combustão.

Figura 4.11 – Anéis de suporte do grão propelente.

137

4.2.2.2 Pré-câmara

Basicamente a função da pré-câmara é permitir que o oxidante líquido tenha

tempo de ser completamente vaporizado. Neste projeto, além desta função a

pré-câmara fornece a interface entre o sistema de ignição e a câmara de

combustão através de uma entrada tangencial. Essa entrada tangencial

permite que os gases quentes provenientes do sistema de ignição se misturem

e entrem uniformemente na porta do grão propelente, ou seja,

longitudinalmente com uma leve rotação. O projeto pode ser observado na

figura 4.12.

Figura 4.12 – Vistas da pré-câmara (fase de projeto).

Para a confecção da pré-câmara, foi necessária a fabricação de duas peças

distintas em aço inoxidável 316, que posteriormente foram soldadas, conforme

a figura 4.13. A Fig 4.14 mostra a pré-câmara montada no motor, posicionado

na bancada de testes. Pode-se observar também o ignitor acoplado à pré-

câmara.

138

Figura 4.13 – Corpo da pré-câmara e entrada do sistema de ignição (estágio de

fabricação)

Figura 4.14 – Vista da pré-câmara montada no motor, com o ignitor acoplado.

139

4.2.3 Injetor

O conjunto injetor projetado é composto da câmara de injetores e placa de

injeção. Dessa forma, podem ser fabricadas placas de injeção com diferentes

geometrias, para se observar parâmetros como ângulo do cone e vazão

mássica e compará-los com a teoria utilizada.

Nesse primeiro trabalho, adotou-se um injetor centrífugo ou “pressure swirl”,

para permitir a atomização do oxidante em um volume reduzido. A Figura 4.15

mostra um esquema de um injetor centrífugo simplex (simplex pressure swirl

atomizer).

Figura 4.15 – Esquema de um injetor “pressure swirl”.

Fonte: Adaptado de Lefebre (1989)

O projeto do injetor foi realizado utilizando-se o procedimento descrito por

Lefebvre (1989). O injetor foi projetado para usar óxido nitroso à 80 bar e 293

K. O diagrama de viscosidade generalizada foi usado para calcular,

aproximadamente, a viscosidade do óxido nitroso nessas condições.

140

Note-se que mesmo a 80 bar as condições termodinâmicas do óxido nitroso

são próximas à crítica, região de grande variação nas propriedades da

substância. Os cálculos feitos a seguir foram posteriormente confrontados com

os experimentos no capítulo 5.

As equações principais para o cálculo da geometria do injetor são mostradas a

seguir, adotando-se os parâmetros da tabela 4.4 a seguir.

Tabela 4.4 – Dados utilizados para cálculo do injetor.

Variável Símbolo Valor adotado Recomendação (Lefebvre, 1989)

Diâmetro do orifício de saída d 0,0023 m o Massa específica do N2 ρO à 80 bar e 293 K 10L 3 kg/m 3

Viscosidade do N2 µO à 80 bar e 293 K 8,1×10L -5 kg/m/s Diferença de pressão no injetor ∆P 20 bar L

Constante 1 lo/d 0,87 o entre 0,10 e 0,90 Constante 2 Ls/D 0,7 s entre 0,31 e 1,26 Constante 3 Ds/d 3,35 o entre 1,41 e 8,13 Constante 4 Ap/Dsd 1,11 o entre 0,19 e 1,21

A vazão mássica do oxidante através do injetor vortical, im , é dada por

0.5(2 )i d o L Lm C A Pρ ∆= (4.10)

onde Cd é o coeficiente de descarga, Ao é a área do orifício de saída

(descarga), µL é a massa específica do oxidante líquido e ∆PL

é a diferença de

pressão no injetor.

O projeto consiste em se achar uma geometria de injetor que forneça um

coeficiente de descarga que satisfaça a Eq. (4.10), visto que normalmente são

conhecidos ou especificados im , Ao, ρL e ∆PL

.

141

O coeficiente de descarga é dado por uma equação empírica para este tipo de

injetor (vortical pressurizado simplex), obtida por Jones (Lefebvre, 1989):

0.03 0 05 0.52 0.230.02 .

0.45 po L o s sd

L o s s o o

Ad U l L DCd D D d d

−− ρ

= µ (4.11)

O módulo da velocidade do escoamento na saída do injetor, sem considerar

perdas por atrito, é dado por

( )0,52ideal L LU P= ∆ ρ (4.12)

O coeficiente de velocidade, Kv

, é a razão entre os módulos da velocidade

teórica e da velocidade real do escoamento. Conseqüentemente, o módulo da

velocidade real de saída do injetor é

( )0,52V L LU K P= ∆ ρ (4.13)

onde

0,29 0,2

0,00367 L Lp

oV

s L

Ad

PKD

∆ ρ= µ

(4.14)

obtida por Rizk e Lefebvre (1989).

A Figura 4.16 mostra a placa de injeção com o injetor centrífugo dimensionado

para uma vazão mássica de 150 g/s de óxido nitroso, o que permite obter um

empuxo de cerca de 400 N, observam-se também, no desenho, a câmara de

injetores e as tomadas de pressão e de temperatura. A Figura 4.17 mostra a

câmara de injetores ainda em fase de construção. A Figura 4.18 mostra a placa

injetora com o injetor centrifugo no centro.

142

Figura 4.16 – Vista do conjunto injetor (projeto em CAD).

Figura 4.17 – Foto da câmara de injetores na fase de construção.

Transdutor de pressão

Linha de alimentação

Termopar

Placa injetora Câmara do swirl

Câmara do injetor

143

Figura 4.18 – Foto da placa de injeção.

4.2.4 Ignitor

Motores foguete que usam propelentes não hipergólicos precisam de um ignitor

externo para que a combustão dos propelentes possa ocorrer. Um método para

ignição de propelentes é a utilização de gases quentes.

Foi projetado um sistema de ignição baseado em um propulsor

monopropelente eletrotérmico catalítico. O ignitor é alimentado com óxido

nitroso gasoso e o aquece até a decomposição do gás com o auxilio de um

catalisador. O óxido nitroso aquecido ou a mistura de gás nitrogênio e oxigênio

quentes, resultantes da decomposição termo-catalítica do óxido nitroso, fluem

através de um canal tangente à pré-câmara do propulsor híbrido permitindo

assim iniciar a combustão rapidamente e com segurança.

144

A Figura 4.19 mostra o propulsor híbrido e o ignitor eletrotérmico catalítico

montados em suas respectivas bancadas, ilustrando como os projetos foram

desenvolvidos paralelamente. A Figura 4.20 mostra uma vista e uma foto do

sistema de ignição eletrotérmico conectado ao propulsor híbrido.

Figura 4.19 – Vista do propulsor híbrido e ignitor termo-catalítico em suas bancadas.

Figura 4.20 – Vista do propulsor híbrido com ignitor termo-catalítico montado.

145

4.2.4.1 Configuração do ignitor eletrotérmico catalítico

Para definir o projeto do sistema propulsor/ignitor foram analisadas diferentes

configurações de sistemas propulsivos eletrotérmicos, os denominados

resistojatos, objetivando uma menor perda de calor para o ambiente e uma

maior transferência de calor para o fluido de trabalho. Portanto, escolheu-se

uma configuração com um cartucho colocado ao longo do eixo da câmara de

aquecimento, um injetor simples tangencial, uma pré-câmara de aquecimento,

um leito catalítico circundando o aquecedor, uma pós-câmara de aquecimento,

e uma tubeira conforme pode ser visto na Figura 4.21.

A resistência é um cartucho de aço inox contendo um filamento de níquel-

cromo isolado com óxido de magnésio, projetada para dissipar 500 W. A

câmara catalítica possui um leito de comprimento variável.

A primeira seção do ignitor é a pré-câmara onde ocorre a injeção tangencial do

óxido nitroso gasoso. A segunda seção, circundando a resistência,

corresponde ao leito catalítico, sendo esta, delimitada pelas telas de retenção

do catalisador. O gás injetado tangencialmente é aquecidos pela resistência e

pelo leito catalítico também pré-aquecido. O gás então é decomposto

termicamente com auxilio do catalisador. A terceira seção inclui a pós-câmara

de aquecimento e a tubeira ou orifício de descarga.

Em todos os testes o diâmetro do orifício de descarga do ignitor na pré-câmara

do propulsor híbrido era de 0,7 mm. Foi utilizado um catalisador de Ru/Al2O3

desenvolvido no laboratório químico do LCP/INPE para realizar a

decomposição do óxido nitroso.

146

Figura 4.21 – Vista em corte do propulsor/ignitor eletrotérmico catalítico.

4.2.4.2 Projeto da bancada de testes para o ignitor eletrotérmico

Como apresentado na figura 4.19, uma bancada específica foi projetada para

testar o propulsor/ignitor. A bancada é constituída por uma mesa, suporte,

tanque de N2

O, regulador de pressão, linha de alimentação, válvulas, medidor-

controlador de vazão, fonte de potência e sensores de pressão e temperatura.

A Figura 4.22 mostra um esquema geral da bancada de teste do ignitor

eletrotermico-catalítico. A Figura 4.23 mostra duas vistas do projeto da

bancada de teste do ignitor e do ignitor eletrotérmico.

147

Figura 4.22 – Esquema da bancada de testes do ignitor eletrotérmico.

Figura 4.23 – Projetos da bancada de testes do ignitor eletrotérmico.

148

A Figura 4.24 mostra foto do aparato experimental montado para testar o ignitor

antes de ser posicionado no propulsor híbrido. Na foto podem ser observadas

válvulas, fontes, medidor/controlador de vazão, manômetro e ignitor com

instrumentação. A Figura 4.25 mostra a fonte de alimentação e controles de

temperatura do ignitor eletrotérmico.

Figura 4.24 – Foto da bancada de testes do ignitor eletrotérmico.

Figura 4.25 – Foto da fonte de alimentação e controles de temperatura do ignitor.

149

5 RESULTADOS E DISCUSSÕES

Neste capítulo são descritos resultados dos testes dos vários sistemas da

bancada e do propulsor híbrido de 400 N.

São mostrados dados de operação do sistema de ignição eletrotérmica

catalítica, do injetor centrífugo, do carregamento e esvaziamento do tanque, do

acionamento das válvulas, dos sensores, do sistema de aquisição de dados e

controle, além dos resultados de testes com realizados com o protótipo do

propulsor híbrido de 400 N para avaliação da bancada de testes.

Na seção 5.1 são apresentados resultados e análises dos testes do ignitor

eletrotérmico catalítico.

Na seção 5.2 é apresentado o procedimento de testes.

Na seção 5.3 apresentam-se resultados de testes na bancada.

Na seção 5.4 são mostrados resultados de testes do injetor centrífugo do

propulsor.

Finalmente, na seção 5.5, apresenta-se discussão sobre o desempenho do

propulsor testado na bancada.

5.1 Testes da Ignição

Os testes de ignição do propulsor híbrido foram realizados para determinar os

possíveis problemas de ignição e tentar corrigi-los de forma apropriada. O

sistema de ignição termo-catalítico foi descrito em detalhe no Capítulo 4.

150

Os primeiros testes do sistema de ignição foram feitos com a câmara do

propulsor aberta, sem a câmara de combustão e a tubeira, para melhor

visualização do processo de ignição, embora em condições atmosféricas.

Uma pequena quantidade de parafina foi colocada na pré-câmara do motor

híbrido junto à injeção do jato de gás quente proveniente do sistema ignitor

termo-catalítico. Esse gás era composto de óxido nitroso ou era uma mistura

de oxigênio e nitrogênio, resultante da decomposição termo-catalítica do óxido

nitroso.

A Figura 5.1 mostra um dos testes do ignitor onde ocorre uma falha. Na foto é

observada apenas a produção de fumaça na pré-câmara, causada pela

temperatura relativamente baixa do gás produzido pelo ignitor. Essa fumaça é

constituída da mistura de vapores de parafina e do óxido nitroso gasoso não

decomposto proveniente do ignitor. Para contornar esse problema foi

aumentada a temperatura de aquecimento da resistência elétrica do sistema

ignitor até que ocorresse a decomposição termo-catalítica do óxido nitroso,

possibilitando assim a formação de uma mistura de oxigênio e nitrogênio

quentes, a uma temperatura superior a 1000 o

C.

Figura 5.1 – Falha no teste com o ignitor termo-catalítico do propulsor de 400 N.

151

A Figura 5.2 mostra a chama formada pelo contato do oxigênio quente

produzido pelo ignitor termo-catalítico com a porção de parafina colocada na

pré-câmara do propulsor híbrido. Este teste consistiu em vários disparos para

simular a re-ignição rápida do propulsor híbrido. Neste caso a câmara do

propulsor se encontrava aberta para a observação direta da ignição.

A Figura 5.3 apresenta os perfis de temperatura medidos por um termopar na

pré-câmara do propulsor híbrido no mesmo teste mostrado na Figura 5.2.

Verifica-se na Figura 5.3 que quando ocorre o disparo do ignitor termo-

catalítico a temperatura na pré-câmara do propulsor híbrido aumenta

rapidamente devido à ignição da parafina e que após dois disparos do ignitor

as temperaturas máximas ficaram aproximadamente constantes.

Figura 5.2 – Teste de ignição bem sucedido com o propulsor híbrido aberto.

152

Figura 5.3 – Re-ignição na pré-câmara do motor híbrido aberto.

As Figuras 5.4 e 5.5 mostram os perfis de temperatura e o empuxo medidos

em testes completos, com o motor fechado e com o grão de parafina dentro do

motor. Nestes testes a ignição do propulsor híbrido de 400 N foi bem sucedida.

O ignitor é pré-aquecido até atingir uma temperatura de equilíbrio na parede da

câmara do ignitor, Tparede ~ 500 oC na Fig. 5.4 e Tparede ~ 550 oC na Fig. 5.5.

Nota-se que a temperatura na parede da câmara do ignitor se manteve quase

constante durante o teste, enquanto a temperatura na pré-câmara do propulsor

híbrido subia rapidamente após a ignição, até o momento do início do tiro,

quando a injeção do oxidante líquido na pré-câmara do propulsor reduzia por

alguns instantes a temperatura neste local. Posteriormente a temperatura na

pré-câmara voltava a subir devido à estabilização da chama produzida na

superfície do grão na câmara do propulsor híbrido. Pode-se notar que a

temperatura na pré-câmara do motor híbrido atingia cerca de 1000 oC durante

a queima do grão de parafina.

153

Figura 5.4 – Temperaturas e empuxo do teste do dia 18/02/09.

Figura 5.5 – Temperaturas e empuxo do teste do dia 18/03/09.

0

100

200

300

400

500

0

200

400

600

800

1000

1200

10 15 20 25 30 35 40 45

Empu

xo (N

)

Tem

pera

tura

(oC

)

Tempo (s)

T parede,ig

T pré-câmara

Empuxo

0

100

200

300

400

0

200

400

600

800

1000

1200

0 5 10 15 20 25 30 35

Empu

xo (N

)

Tem

pera

tura

(oC

)

Tempo (s)

T parede,ig T pré-câmara

T inj,ig Empuxo

154

Na figura 5.5 mostra-se a temperatura medida na injeção do ignitor, Tinj,ig, antes

do leito termo-catalítico. Quando ocorre a injeção do óxido nitroso gasoso no

sistema ignitor a temperatura Tinj,ig sofre uma queda. Após o disparo do

propulsor híbrido, corta-se a injeção do óxido nitroso gasoso, causando o

aumento de Tinj,ig

devido à transferência de calor do corpo do ignitor.

O ignitor teve sua cor alterada após vários testes conforme pode ser visto na

Figura 5.6, pois sua temperatura de trabalho foi, por muitas vezes, da ordem de

1000 o

C. Apesar das zonas termicamente afetadas (ZTAs) que podem ser

observadas no aço na foto, o ignitor não sofreu nenhum comprometimento

mecânico devido a sua construção robusta e grande coeficiente de segurança.

Figura 5.6 – Coloração do aço do corpo do ignitor após vários testes.

155

5.2 Procedimento de teste do propulsor na bancada

Os testes no propulsor foram realizados seguindo a seqüência de acionamento

a seguir. Esta pode ser melhor compreendida com auxílio da figura 3.1.

Considera-se que o sistema de aquisição e controle esteja checado, ligado e

operacional.

1º. Preparação:

a. verificar se o fornecimento de energia elétrica do bunker está

desligado através das luzes de alerta na entrada do bunker;

i. se estiver ligada, desligar o fornecimento através da

botoeira na entrada do bunker e prosseguir o teste.

ii. se estiver desligada, prosseguir o teste.

b. abrir manualmente a válvula do cilindro de óxido nitroso líquido do

propulsor híbrido;

c. verificar pressão no manômetro na linha do cilindro de óxido

nitroso líquido do propulsor híbrido;

i. se a pressão estiver abaixo de 50 bar a 21 o

ii. se a pressão estiver acima de 50 bar a 21

C, trocar o

cilindro de óxido nitroso e retornar ao item b do passo 1.

o

d. abrir manualmente a válvula do cilindro de óxido nitroso gasoso

da ignição;

C, prosseguir o

teste.

e. verificar pressão no manômetro na linha do cilindro de óxido

nitroso gasoso da ignição;

i. se a pressão estiver abaixo de 20 bar a 21 o

ii. se a pressão estiver acima de 20 bar a 21

C, trocar o

cilindro de óxido nitroso e retornar ao item d do passo 1.

oC, prosseguir o

teste.

156

f. abrir manualmente a válvula do cilindro de nitrogênio da linha de

baixa pressão;

g. verificar pressão no manômetro na linha do cilindro de nitrogênio

da linha de baixa pressão;

i. se a pressão estiver abaixo de 20 bar a 21 o

ii. se a pressão estiver acima de 20 bar a 21

C, trocar o

cilindro de óxido nitroso e retornar ao item f do passo 1.

o

h. abrir manualmente a válvula do cilindro de nitrogênio da linha de

alta pressão;

C, prosseguir o

teste.

i. verificar pressão no manômetro na linha do cilindro de nitrogênio

da linha de alta pressão;

i. se a pressão estiver abaixo de 100 bar a 21 o

ii. se a pressão estiver acima de 100 bar a 21

C, trocar o

cilindro de óxido nitroso e retornar ao item h do passo 1.

o

j. regular a pressão desejada no regulador de pressão de alta

vazão do cilindro de nitrogênio da linha de alta pressão;

C, prosseguir

o teste.

i. se a pressão desejada for acima de 90 bar reajustar a

válvula de alívio no tanque em 15% a mais do que a

pressão de nitrogênio de pressurização e prosseguir o

teste.

ii. se a pressão for até 90 bar, manter a válvula de alívio

ajustada para 100 bar e prosseguir o teste.

k. ligar as fontes de alimentação da resistência da ignição

eletrotérmica para pré-aquecimento do ignitor.

l. ligar o fornecimento de energia do bunker.

157

2º. Carregamento do tanque de oxidante:

a. abrir as válvulas suspiro 3 e de abastecimento 5 através do

sistema de controle remoto;

b. verificar se carregamento está completo por um dos meios

seguintes:

i. escape de óxido nitroso líquido pela válvula suspiro do

tanque;

ii. medida da massa de oxidante no tanque através do

sistema de aquisição;

c. fechar as válvulas suspiro 3 e de abastecimento 5 através do

sistema de controle remoto.

3º. Pressurização do tanque de óxido nitroso por nitrogênio:

a. abrir a válvula de pressurização 4 através do sistema de controle

remoto.

b. permitir que a válvula de pressurização 4 permaneça aberta até o

5º passo.

4º. Ignição:

a. definir a vazão desejada no medidor/controlador mássico termal

através do sistema de controle remoto;

b. abrir as válvulas de ignição 6 e 7 através do sistema de controle

remoto;

c. observar a curva de temperatura medida na pré-câmara, quando

está atingir 1000 o

d. quando a ignição estiver completa, fechar as válvulas de ignição 6

e 7 através do sistema de controle remoto.

C a ignição está completa e foi bem sucedida;

158

5º. Tiro:

a. definir a vazão desejada no medidor/controlador mássico Coriolis

através do sistema de controle remoto;

b. abrir as válvulas de tiro 1 e 2 através do sistema de controle

remoto;

c. mantê-las abertas durante o tempo previamente estipulado de

tiro;

d. quando o tempo de tiro for concluído, fechar as válvulas de tiro 1

e 2 e a válvula de pressurização 4 através do sistema de controle

remoto;

6º. Purga:

a. abrir a válvula de purga 8 através do sistema de controle remoto.

b. mantê-la aberta durante o tempo previamente estipulado de

purga, em geral 5 s;

c. quando o tempo de purga for concluído, fechar a válvula de purga

8 através do sistema de controle remoto;

7º. Finalização:

a. desligar o fornecimento de energia elétrica do bunker

b. fechar manualmente os cilindros de óxido nitroso líquido, óxido

nitroso gás, de nitrogênio para as linhas de alta e baixa pressão.

5.3 Testes do Propulsor, da Bancada e Subsistemas

Durante o procedimento de pressurização, nos testes, o tanque de oxidante foi

pressurizado com nitrogênio gasoso a pressões entre 80 e 85 bar. Durante o

ensaio, após o acionamento do propulsor, ou seja, durante o esvaziamento do

tanque, as pressões no tanque de oxidante se estabilizaram em cerca de 75

159

bar, como pode ser observado nas figuras 5.7 e 5.8. Ainda nas figuras 5.7 e 5.8

pode-se observar que a pressão de ignição foi estabelecida em 6 bar e que

após o acionamento do propulsor, essa passa a seguir a curva de pressão na

câmara. A curva de pressão na câmara segue o comportamento da curva de

vazão do oxidante, esse padrão é explicado em detalhes na seção 5.5. A

pressão na câmara de combustão no ensaio do dia 18/02/2009 ficou, em

média, em 33 bar chegando ao máximo de 38 bar nos instantes finais. No teste

do dia 18/03/2009 ficou em média 30 bar. A pressão na linha de injeção ficou

em média em 50 bar nos 7 segundos iniciais do tiro apresentado na Figura 5.7

e em média 44 bar durante o tiro mostrado na Figura 5.8. Portanto, em média a

diferença de pressão entre a linha de injeção e a câmara de combustão ficou

de 17 bar para o primeiro teste apresentado e 14 para o segundo teste

mostrado. Essa diferença de pressão é tratada mais em detalhes na seção 5.4

desse Capítulo.

Figura 5.7 – Pressões e massa de oxidante do teste do dia 18/02/09.

0,0

0,5

1,0

1,5

2,0

2,5

3,0

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

10 15 20 25 30 35 40 45

Mas

sa d

e ox

idan

te (k

g)

Pres

são

(bar

)

Tempo (s)

P ignitor

P linha

P câmara

P tanque

Massa de oxidante

160

Figura 5.8 – Pressões e massa de oxidante do teste do dia 18/03/09.

No ensaio mostrado na Figura 5.7 foi utilizada uma tubeira com camisa de

refrigeração, porém sem o fluxo de água, o que provocou um sobre-

aquecimento e danos à tubeira. O ar mantido na camisa de refrigeração da

tubeira, em vez do fluxo de água, se comportou como uma barreira térmica

impedindo que o calor fosse transferido eficientemente para fora do motor. O

corpo externo da camisa de arrefecimento, composto de uma parede espessa

(7 mm) de aço inoxidável funcionou também como barreira térmica, refletindo a

radiação para o interior da tubeira. Como a garganta da tubeira é o local onde

ocorre a maior taxa de transferência de calor, ocorreu a erosão do material da

tubeira na garganta sendo o material carreado pelo fluxo de gases, e o

conseqüente aumento do diâmetro da garganta. As linhas tracejadas

vermelhas nas Figuras 5.7 e 5.16 indicam o momento em que a garganta se

encontrava com diâmetro tal que não provia mais entupimento a tubeira, sendo

assim, a pressão na câmara caiu subitamente. Dessa forma, o tempo de teste

considerado, para efeito de cálculos, inicia no momento do disparo,

0,0

0,5

1,0

1,5

2,0

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

0 5 10 15 20 25 30 35

Mas

sa d

e ox

idan

te (k

g)

Pres

são

(bar

)

Tempo (s)

P ignitor

P linha

P câmara

P tanque

Massa de oxidante

161

aproximadamente 29,5 s na linha de tempo, e termina no instante do colapso

da garganta, aproximadamente 36,5 na linha o que totalizam cerca de 7 s

efetivos de teste, como pode ser observado nas Figuras 5.7 e 5.16.

Ainda nas Figuras 5.7 e 5.8 pode ser observado um atraso de cerca de 0,4

segundos entre o pico inicial de pressão na linha de injeção e o pico inicial de

pressão na câmara de combustão, atraso esse que pode ser visto em detalhe

nas Figuras 5.10 e 5.11. Esse efeito é referente ao tempo para se formar a

onda de choque na garganta (entupimento da tubeira) e se estabelecer a

pressão na câmara e é diretamente proporcional ao volume da câmara em

conseqüência da compressibilidade dos gases na câmara. A Figura 5.9 mostra

o atraso entre as curvas de pressão na linha e pressão na câmara referente ao

primeiro teste apresentado.

Figura 5.9 – Atraso entre as curvas de pressão na linha e pressão na câmara no teste

do dia 18/02/09.

0

5

10

15

20

25

30

35

40

45

50

29,2 29,3 29,4 29,5 29,6 29,7 29,8 29,9

Pres

são

(bar

)

Tempo (s)

P linhaP câmara

≅ 0,46 segundos

≅ 0,42 segundos

162

O atraso na Figura 5.9 foi calculado graficamente, e em duas faixas diferentes

da curva. Nota-se que o valor é pontual e serve apenas como referência. A

Figura 5.10 mostra o atraso entre a pressão na câmara e pressão de injeção

para o segundo teste apresentado. Em ambos os testes nota-se uma leve

oscilação até o estabelecimento da pressão, essa oscilação deve-se ao

transiente de estabilização da chama e, por conseqüência, da pressão na

câmara do motor híbrido.

Figura 5.10 – Atraso entre as curvas de pressão na linha e de pressão na câmara no

teste do dia 18/03/09.

As Figuras 5.11 e 5.12 mostram o comportamento da curva de massa de

oxidante medida pelo sistema de pesagem do tanque. A vazão mássica de

oxidante média pode ser estimada pela derivada média ou pela variação de

massa entre dois pontos, distantes entre si, das curvas. Essa estimativa,

porém, fica muito aquém no que diz respeito à qualidade de medida do sistema

Coriolis e serve apenas como referência.

0

5

10

15

20

25

30

35

40

45

23 23,1 23,2 23,3 23,4 23,5 23,6 23,7

Pres

são

(bar

)

Tempo (s)

P linhaP câmara

≅ 0,4 segundos

163

Figura 5.11 – Variação da massa de oxidante durante o teste do dia 18/02/09.

Figura 5.12 – Variação da massa de oxidante durante o teste do dia 18/03/09.

1,3

1,6

1,9

2,2

2,5

2,8

25 27 29 31 33 35 37 39 41 43 45

Mas

sa d

e ox

idan

te (k

g)

Tempo (s)

≅ 0,84 kg

8 s

≅ 378 kg/h

1,0

1,1

1,2

1,3

1,4

1,5

1,6

1,7

1,8

1,9

2,0

15 17 19 21 23 25 27 29 31 33 35

Mas

sa d

e ox

idan

te (k

g)

Tempo (s)

≅ 0,45 kg

4 s

≅ 405 kg/h

164

5.4 Testes da Injeção

Foram feitos alguns testes de injeção com a câmara do propulsor aberta,

conforme pode ser observada na Figura 5.13, porém esses testes foram

apenas qualitativos para observar a formação do spray e a possível ocorrência

de falhas.

Os resultados quantitativos foram obtidos através de informações colhidas nos

testes completos com o propulsor, pelo fato do funcionamento do injetor

depender diretamente da pressão na câmara gerada pela combustão. Nas

figuras 5.14 e 5.15 pode-se observar a queda de pressão no injetor, obtida

graficamente em um instante qualquer de tempo em dois testes do propulsor

híbrido. Os valores dessas quedas de pressão satisfazem ao requisito de

projeto de uma queda de pressão mínima de 30 % da pressão na câmara entre

a linha de alimentação, anterior ao injetor, e a câmara de combustão, posterior

ao injetor. Os valores das vazões mássicas medidas pelo medidor/controlador

de vazão Coriolis mostram que o injetor atende às exigências do propulsor.

Figura 5.13 − Teste de injeção com o motor aberto.

165

Figura 5.14 – Queda de pressão no injetor no teste do dia 18/02/09.

Figura 5.15 – Queda de pressão no injetor no teste do dia 18/03/09.

262830323436384042444648505254

31 32 33 34 35 36

Pres

são

(bar

)

Tempo (s)

P linhaP câmara

≅ 17,1 bar

26

28

30

32

34

36

38

40

42

44

46

25 26 27 28 29 30

Pres

são

(bar

)

Tempo (s)

P linha

P câmara

≅ 13,3 bar

166

5.5 Desempenho do Propulsor

Vários testes no propulsor híbrido foram realizados para avaliar os parâmetros

de desempenho. As Figuras 5.16 e 5.17 mostram as curvas de pressões, de

vazão mássica de oxidante e de empuxo medidas em diferentes testes do

propulsor híbrido.

O salto inicial nas curvas, destacado com círculo azul em ambos os gráficos, é

causado pelo medidor/controlador de vazão Coriolis que estava com sua

válvula de controle totalmente aberta antes da abertura das válvulas esfera

eletropneumáticas de tiro 1 e 2. Este problema foi resolvido mantendo-se a

válvula de controle do medidor/controlador Coriolis fechada antes da abertura

das válvulas esfera. Isso foi realizado a partir de uma reprogramação do

sistema de controle.

Figura 5.16 – Resultados do teste do propulsor híbrido com a tubeira com camisa de

refrigeração.

0

10

20

30

40

50

60

0

100

200

300

400

500

600

28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43

Pre

ssão

(bar

)

Vaz

ão m

ássi

ca d

e ox

idan

te (k

g/h)

ou

Em

puxo

(N)

Tempo (s)

Empuxo

Vazão mássica de oxidante

Pressão na linha

Pressão na câmara

167

Figura 5.17 – Resultados do teste do propulsor híbrido com a tubeira sem camisa de

refrigeração.

Pode ser visto em ambos os gráficos, que todas as curvas seguem o ajuste de

fluxo mássico feito pelo Coriolis até ao máximo de 540 kg/h fixado antes do

ensaio. No teste mostrado no primeiro gráfico, foi interrompido o fluxo de

oxidante após 13 s e foram considerados apenas os 7 s iniciais como tempo

efetivo de tiro, devido à falha na tubeira, conforme apresentado na seção 5.3.

No segundo gráfico o tempo de injeção de fluxo de oxidante foi fixado em 7 s e,

por conseqüência, houve 7 s de disparo do motor.

Para o primeiro teste apresentado, a média de empuxo ficou em 350 N

considerando aproximadamente 7 segundos de teste efetivos, no intervalo de

tempo de 29,5 s a 36,5 aproximadamente, como apresentado na Figura 5.16. A

média de empuxo para o segundo teste apresentado foi de 330 N considerando

os 7 segundos de teste.

0

10

20

30

40

50

60

0

100

200

300

400

500

600

22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33

Pre

ssão

(bar

)

Vaz

ão m

ássi

ca d

e ox

idan

te (k

g/h)

ou

Em

puxo

(N)

Tempo (s)

Empuxo

Vazão mássica de oxidante

Pressão na linha

Pressão na câmara

168

Os valores de empuxo, em ambos os testes apresentados ficaram abaixo dos

400 N esperados devido ao não fornecimento de oxidante na vazão mássica de

projeto. A média de vazão medida pelo medidor/controlador de vazão Coriolis

para os 7 s efetivos de tiro, no primeiro teste apresentado foi de cerca de 485

kg/h, enquanto para o segundo teste apresentado cerca de 470 kg/h.

No primeiro teste apresentado a vazão ficou em média 10% a baixo da vazão

de projeto e o empuxo 12% abaixo do empuxo de projeto, em média. Neste

teste, a curva apresenta um empuxo de cerca de 400 N com uma vazão de 510

kg/h. O que reforça a informação que em sistemas de maior energia, o impulso

específico máximo e, por conseqüência, o empuxo máximo ocorrem para

misturas ricas.

Para o segundo teste apresentado a vazão foi em média cerca de 13% aquém

da vazão de projeto e o empuxo, em média, cerca de 17%.

As Figuras 5.18 e 5.19 mostram as curvas de impulso específico, Isp, e

coeficiente de empuxo, CF

, calculadas a partir dos dados obtidos nos dois

testes apresentados no intervalo de tempo considerado para análise.

Para o teste apresentado na Figura 5.18 a média do Isp foi de

aproximadamente 230 s enquanto a média do CF

foi de cerca de 1,13.

A média do Isp calculada a partir dos dados do teste apresentado na Figura

5.19 é de aproximadamente 226 s e o CF

obtido foi em média 1,18.

Em ambas as figuras pode ser observada uma queda sutil no CF conforme a

vazão mássica de oxidante aumenta. Isso se deve ao aumento mais acentuado

da pressão na câmara com relação ao crescimento do empuxo quando a vazão

mássica é aumentada.

169

Figura 5.18 – Isp e CF

calculados a partir dos resultados do teste do propulsor híbrido

com a tubeira com camisa de refrigeração.

Figura 5.19 – Isp e CF calculados a partir dos resultados do teste do propulsor híbrido

com a tubeira sem camisa de refrigeração.

0,9

1,1

1,3

1,5

1,7

0

50

100

150

200

250

300

29 30 31 32 33 34 35 36 37

CF

Isp

(s)

Tempo (s)

Isp

CF

0,9

1,1

1,3

1,5

1,7

0

50

100

150

200

250

300

23 24 25 26 27 28 29 30 31

CF

Isp

(s)

Tempo (s)

Isp

CF

170

Na Figura 5.20 é apresentada uma foto de um teste do propulsor híbrido na

bancada de testes. Na foto pode ser observada a pluma de exaustão do

foguete já desenvolvida e em regime.

Na figura 5.21 é apresentada uma seqüência de fotos que mostram a formação

da pluma de exaustão no transiente de partida do propulsor. Na foto pode-se

observar a formação de ondas de choque oblíquas (diamond shockwaves) o

que indica que o escoamento é supersônico naquela região.

Figura 5.20 − Teste de injeção com o motor aberto.

171

Figura 5.21 – Transiente de partida do propulsor híbrido.

172

173

6 CONCLUSÃO

Nesta dissertação foram apresentados o projeto, a construção e a

operacionalização de uma bancada de testes para propulsores híbridos com

empuxos até 500 N.

Foi apresentado também o projeto e a construção de um propulsor híbrido de

400 N, utilizando óxido nitroso e parafina como propelentes, que foi testado

com êxito na bancada.

Através dos sistemas de controle e de aquisição de dados da bancada foi

possível controlar e testar todos os subsistemas do propulsor e da bancada,

medindo-se satisfatoriamente os parâmetros experimentais do propulsor.

Os sistemas e componentes da bancada e do propulsor foram dimensionados

de forma interativa visto que o projeto de cada elemento influencia o projeto

dos demais.

A bancada de testes é constituída dos sistemas de suporte, abastecimento e

armazenamento do oxidante, pressurização do oxidante, purga, medição e

controle, pressurização das válvulas pneumáticas, aquisição e tratamento de

dados e sistema de controle de operação.

O propulsor foi projetado com um sistema de injeção centrífuga e com um

sistema de ignição eletrotérmica catalítica e permite o uso de tubeiras

refrigeradas ou não refrigeradas.

Os testes de ignição no propulsor híbrido mostraram a eficácia e a simplicidade

de operação do ignitor eletrotérmico catalítico.

174

Os dados de queda de pressão no injetor, da vazão mássica de oxidante

fornecida pelo injetor e a visualização do spray permitem verificar as boas

execuções do projeto e da construção do injetor centrífugo pressurizado.

Os dados de empuxo, pressão na câmara e tempo de queima e demais dados

obtidos pelo sistema de aquisição, bem como a visualização da pluma de

exaustão do propulsor, indicam um bom desempenho do propulsor híbrido de

400 N desenvolvido.

Recomendações para futuros trabalhos incluem:

Introduzir disco de ruptura (Fig. 6.1) na câmara de combustão do

propulsor para prevenir que surtos de pressão danifiquem o

propulsor e equipamentos ligados a ele.

Colocar na linha de purga uma válvula agulha para reduzir pressão

da linha de alta pressão de nitrogênio e por conseqüência reduzir a

vazão de nitrogênio para purga. A Figura 6.2 mostra a sugestão de

posicionamento da válvula agulha na linha de purga.

Introduzir sistema de aspersão de água na linha de purga. A injeção

da mistura de água com nitrogênio aumenta a eficiência de

resfriamento da câmara de combustão e do grão combustível pelo

fato da água ter um alto calor específico (75,327 J/molK a 25 °C).

Utilizar sistema de câmeras de segurança para observação

completa da bancada e do propulsor, de forma a permitir que o

ensaio seja totalmente remoto.

Realização de sequência prolongada de testes para aferir a

confiabilidade da bancada e dos propulsores.

175

Projeto de um novo sistema de injeção e de ignição axial. Para

aumentar a eficiência térmica do conjunto da ignição com o

propulsor, o jato de gás quente da ignição deve incidir diretamente

na porta do grão combustível, para isso a ignição deve tomar outra

posição no propulsor. É sugerido que a ignição forneça o gás quente

através de uma entrada axial no centro da injeção de oxidante da

linha principal. Para isso é sugerido que se use um injetor de jatos

colidentes.

Medida de taxas de regressão de diferentes pares propelentes.

Campanhas de testes com mesmo propulsor variando parâmetros

de vazão mássica de oxidante e pressão na câmara permitem a

medida experimental da taxa de regressão como apresentado no

Capitulo 2.

Projeto de novos propulsores para testes na bancada. A bancada

permite o teste de diversas configurações e tamanhos de

propulsores.

Figura 6.1 – Disco de ruptura.

176

Figura 6.2– Posicionamento da válvula agulha na linha de purga.

Posição da válvula agulha

177

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185

APÊNDICE A – PROGRAMA ESCRITO EM LINGUAGEM MATLAB 2006 PARA CÁLCULO DO INJETOR CENTRIFUGO

% Programa para calculo de um injetor pressure swirl clear; format compact; disp(['**************** ' ]) do = 0.0025; % (m) - diametro orificio saida rho = 8.32^3; % (kg/m3) - massa especifica do N2O mi = 0.000081; % (kg/m/s) - viscosidade do N2O DP = 40*10^5; % (Pa) - diferenca de pressao no injetor (entrada - saida) Ap_Dsdo = 1.146; % (-) - constante entre 0,19 e 1,21 disp(['Ap_Dsdo = ' num2str(Ap_Dsdo) ]) Kv = 0.00367*(Ap_Dsdo^0.29)*((DP*rho/mi)^0.2) % (-) Ureal/Uteorico - Eq. 5.50 Lefebvre %disp(['Kv = ' num2str(Kv) ]) U = Kv*sqrt(2*DP/rho); % (m/s) - Ureal - velocidade total na saida do injetor disp(['U = ' num2str(U) ' m/s ' ]) Re = do*rho*U/mi; % (-) - numero de Reynolds disp(['Re = ' num2str(Re) ]) lo_do = 0.8; % (-) - constante entre disp(['lo_do = ' num2str(lo_do) ]) Ls_Ds = 0.7; % (-) - constante entre disp(['Ls_Ds = ' num2str(Ls_Ds) ]) Ds_do = 3.2; % (-) - constante entre disp(['Ds_do = ' num2str(Ds_do) ]) % (-) - coeficiente de descarga Cd = 0.45*(Re^-0.02)*(lo_do^-0.03)*(Ls_Ds^0.05)*(Ap_Dsdo^0.52)*(Ds_do^0.23); disp(['Cd = ' num2str(Cd) ]) Ao = (pi*do^2)/4; disp(['Ao = ' num2str(Ao) ' m2 ' ]) m_dot = Cd*Ao*(2*rho*DP)^0.5; disp(['mdot = ' num2str(m_dot*1000) ' g/s ' ]) lo = lo_do *do; Ds = Ds_do*do; Ls = Ls_Ds*Ds; Ap = Ap_Dsdo*Ds*do; % Ap = area total das 4 portas de entrada do liquido

186

Dp = sqrt(Ap/pi); % Dp = diametro de uma unica porta do injetor Lp_Dp = 1.6; Lp = Lp_Dp*Dp; FN = m_dot/((rho*DP)^0.5); disp(['FN = ' num2str(FN) 'm2']) C7 = (Ap_Dsdo^2*32)/(pi^2); % coeficiente em X1 C8 = 0.09*Ap_Dsdo*sqrt(Ds_do); % coeficiente em X2 % Cd eh o coeficiente de X3 % Xi eh a razao Aa/Ao (area do ar/area de saida) % X1 = fzero(inline('((1-y)^3-3.99481057170318*y^2)'),0.7) % Eq 5.36 Lefebvre % X2 = fzero(inline('((1-z)^3-(0.182847022125054*(1+z)))'),0.7) % Eq. 5.38 Lefebvre % X3 = fzero(inline('((1-xx)^1.5-(0.4*(1+xx)^0.5))'),0.7); % Eq. 5.26 Lefebvre % X4 = 1 - 4*FN/(pi*sqrt(2)*do*do) ; % Eq. 7 Lacava e t al % X5 = 0.73; % valor obtido por Lacava et al. usando Eq. 7 % disp(['X = ' num2str(X3) ]) %theta = acos(Cd/((1-X)*Kv))*180/pi; %disp(['theta = ' num2str(theta) ' graus ' ]) disp(['do = ' num2str(do*1000) ' mm ' ]) disp(['lo = ' num2str(lo*1000) ' mm ' ]) disp(['Ds = ' num2str(Ds*1000) ' mm ' ]) disp(['Ls = ' num2str(Ls*1000) ' mm ' ]) disp(['Dp= ' num2str(Dp*1000) ' mm ' ]) disp(['Lp = ' num2str(Lp*1000) ' mm ' ])

187

APÊNDICE B – PROGRAMA ESCRITO EM LINGUAGEM MATLAB 2006 PARA DOS PRINCIPAIS PARÂMETROS DO MOTOR HÍBRIDO

% Programa para calculo do motor hibrido clear; format compact; % Propelentes eps = 4; % razao de expansao da tubeira pi = 3.1416; % constante PI G_i_o = 200; % kg/m2/s = fluxo massico inicial de oxidante rho_f = 900; % kg/m3 = densidade da parafina tb = 40; % s = tempo de queima F = 400; % N = empuxo de projeto go = 9.8065; % m/s2 = aceleracao da gravidade Pc = 4.E6; % Pa = pressao na camara disp(' '); disp('Escolha o propelente: '); disp(' (1) Peroxido 85 % '); disp(' (2) Peroxido 90 % '); disp(' (3) Oxido nitroso'); iox = input(' =>'); disp(' '); % calculo de caracteristicas de cada oxidante if iox == 1 % Parafina-H2O2 85 % OC = 8.5; % razao entre a massa de oxidante e de combustivel a = 0.0344; % (mm/s)(m2s/kg)^n = constante de regressao do grao n = 0.9593; % adimensional = constante de regressao do grao xOC = [5 6 7 8 9]; % razao oxidante combustivel yPc = [10 20 30 40]; % bar = pressao na camara tab1 = [218.08 223.57 226.82 228.13 225.47 218.09 223.61 226.95 228.55 226.03 218.09 223.63 227.01 228.76 226.32 218.10 223.64 227.05 228.88 226.50]; Isp = interp2(xOC,yPc,tab1,OC,Pc/100000,'spline'); % s = impulso especifico tab2 = [1.434 1.433 1.432 1.432 1.432 1.434 1.433 1.432 1.432 1.432 1.434 1.433 1.432 1.432 1.432 1.434 1.433 1.432 1.432 1.432]; Cf = interp2(xOC,yPc,tab2,OC,Pc/100000,'spline'); % - = coeficiente de empuxo mdot_p = F/go/Isp; % kg/s = fluxo massico de propelentes mdot_o = mdot_p/(1+(1/OC)); % kg/s = fluxo massico do oxidante end % calculo de caracteristicas de cada oxidante if iox == 2 % Parafina-H2O2 90 % OC = 7.5; % razao entre a massa de oxidante e de combustivel

188

a = 0.0344; % (mm/s)(m2s/kg)^n = constante de regressao do grao n = 0.9593; % adimensional = constante de regressao do grao xOC = [5 6 7 8 9]; % razao oxidante combustivel yPc = [10 20 30 40]; % bar = pressao na camara tab1 = [226.24 230.95 233.07 231.66 227.86 226.27 231.09 233.50 232.56 228.51 226.29 231.16 233.70 233.04 228.85 226.30 231.19 233.82 233.36 229.06]; Isp = interp2(xOC,yPc,tab1,OC,Pc/100000,'spline'); % s = impulso especifico tab2 = [1.433 1.432 1.432 1.432 1.432 1.433 1.432 1.432 1.432 1.432 1.433 1.433 1.432 1.432 1.432 1.433 1.433 1.432 1.432 1.432]; Cf = interp2(xOC,yPc,tab2,OC,Pc/100000,'spline'); % - = coeficiente de empuxo mdot_p = F/go/Isp; % kg/s = fluxo massico de propelentes mdot_o = mdot_p/(1+(1/OC)); % kg/s = fluxo massico do oxidante end if iox == 3 % Parafina-N2O OC = 7; % razao entre a massa de oxidante e de combustivel a = 0.1704; % (mm/s)(m2s/kg)^n = constante de regressao do grao n = 0.5; % adimensional = constante de regressao do grao xOC = [5 6 7 8 9]; yPc= [10 20 30 40]; tab1 = [227.63 232.77 233.83 231.75 228.82 227.84 233.37 235.02 233.44 230.45 227.93 233.66 235.63 234.36 231.39 227.99 233.84 236.03 234.99 232.04]; Isp = interp2(xOC,yPc,tab1,OC,Pc/100000,'spline'); % s = Impulso especifico tab2 = [1.435 1.434 1.436 1.433 1.430 1.435 1.434 1.436 1.434 1.431 1.435 1.434 1.435 1.435 1.431 1.435 1.434 1.435 1.435 1.431]; Cf = interp2(xOC,yPc,tab2,OC,Pc/100000,'spline'); % coeficiente de empuxo mdot_p = F/go/Isp; % kg/s = fluxo massico de propelentes mdot_o = mdot_p/(1+(1/OC)); % kg/s = fluxo massico do oxidante end % dimensoes do grao de parafina Dig = ((4*mdot_p/pi/G_i_o)^(1/2)); % m = diametro inicial da porta de combustao Deg = ([(a/1000)*(4*n+2)*((4*mdot_p/pi)^n)*tb+Dig^(2*n+1)]^(1/(2*n+1))); % diametro externo do grao de parafina

189

mc = mdot_p*tb/OC; % kg = massa do combustivel Vc = mc/rho_f; % m3 = volume do combustivel Lg = 4*Vc/(pi*(Deg^2-Dig^2)); % m = comprimento do Grao % dimensoes da tubeira A_t = F/Cf/Pc; % m2 = Area da garganta D_t = 2*sqrt(A_t/pi); % m2 = Diametro da garganta A_2 = eps*A_t; % m2 = Area da secao final da tubeira D_2 = 2*sqrt(A_2/pi); % m = Diametro da secao final da tubeira % O diametro externo do grao deve ser menor que o diametro interno do tubo de PVC % Dimensionamento da camara Sy = 290.E6; % Pa = resistencia ao escoamento D_i = 0.19367; % m = diam. interno da camara = diam externo do tubo de PVC tc = 0.0127; % m = espessura minima da camara D_e = D_i + 2*tc; FS=Sy/((2*Pc)*(((D_e/D_i)^2)/(((D_e/D_i)^2)-1))); % - = fator de seguranca % saida dos dados disp('Resultados:'); disp(['Razao Oxidante/Combustivel = ' num2str(OC) ]) disp(['Isp = ' num2str(Isp) ' s ' ]) disp(['Cf = ' num2str(Cf) ]) disp(['mdot_p = ' num2str(mdot_p) ' kg/s ' ]) disp(['mdot_o = ' num2str(mdot_o) ' kg/s ' ]) disp(['Dig = ' num2str(Dig*1000) ' mm ' ]) disp(['Deg = ' num2str(Deg*1000) ' mm ' ]) disp(['mc = ' num2str(mc) ' kg' ]) disp(['Lg = ' num2str(Lg*1000) ' mm ' ]) disp(['D_t = ' num2str(D_t*1000) ' mm ' ]) disp(['D_2 = ' num2str(D_2*1000) ' mm ' ]) disp(['D_i = ' num2str(D_i*1000) ' mm ' ]) disp(['D_e = ' num2str(D_e*1000) ' mm ' ]) disp(['FS = ' num2str(FS) ' para tc = ' num2str(tc*1000) ' mm ' ])

190

191

APÊNDICE C – DESENHOS TÉCNICOS DAS PEÇAS PROJETADAS E CONSTRUIDAS DA BANCADA DE TESTES E MOTOR HÍBRIDO

45°57

52

440

419

1092,68

160

724

794

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

Bancada MotorTubo de aço carbono6 m perfil 80x80x3 mm

FOLHA 1/3ESCALA 1:20

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

Bancada MotorChapa de aço carbono 6 mm de espessura

FOLHA 2/3ESCALA 1:20

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

DETALHE C ESCALA 1 : 3

10Ø

20

20

75

190

NOTA: 2 PEÇAS

DETALHE B ESCALA 1 : 3

69

54,50

6

DETALHE A ESCALA 1 : 3

160

80

45°

DETALHE D ESCALA 1 : 2

120

100

120

10R

10Ø

10

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

Bancada MotorChapa de aço carbono 6 mm de espessura

FOLHA 3/3ESCALA 1:20

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

Bancada InstrumentaçãoTubo de aço carbono6m de perfil 60x40x3.2 mm

FOLHA 1/2ESCALA 1:20

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

832

1880

250

964

650

29

A

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

Bancada InstrumentaçãoChapa de aço carbono 6 mm

FOLHA 2/2ESCALA 1:20

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

NOTA: 3 PEÇAS

DETALHE A ESCALA 1 : 2

Ø10

80

100

56

76

R10

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

suporte celula de carga2ou 1/4"FOLHA 1/1ESCALA 1:1

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

C

2 31

E

4

B

A

D

Chapa 6mm

RICARDO AMARAL CONTAIFER

60

16

31

75

25,40

60

25,40

17,30

6Parafuso M6

ESCALA 1:1

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

eixo roldanaAÇO

FOLHA 1/1RICARDO AMARAL CONTAIFER

5132

20 17

85

15

12

12

19

5

Furo 15mm

Furo17mm

ESCALA 1:2

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

perfil suporte roldanaPerfil de Aço 3" x 40mm

FOLHA 1/1RICARDO AMARAL CONTAIFER

75,40

24,60Furo comrosca paraparafuso M4

19Ø

10

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

suporte central tanques

FOLHA 1/1ESCALA 1:2

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

121,60

81,60

94,40

51,90

50,80

R

10

23,50

20

5

4

111,60

10

Ø6

60,80

R

R

50,80

29

10

121,60

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

suportes laterais tanques

FOLHA 1/1ESCALA 1:2RICARDO AMARAL CONTAIFER

A

ESCALA 1:2

PEÇA:

PROJETO:

Motor Híbrido de Baixo Empuxo

C

2 31 4

B

E

D

F

MATERIAL:

Chapa de Aço 5mm apoio mancais

FOLHA 1/1RICARDO AMARAL CONTAIFER

127

95

parafuso M12,

Furo para

19

conforme m

ancal

16

Reforço

40

38

E

Placa Flexível

FOLHA 1/1ESCALA 1:2

F

PROJETO:

MATERIAL:

C

2 31 4

B

A

D

PEÇA:

Motor Híbrido de Baixo Empuxo

RICARDO AMARAL CONTAIFER

160

190

75

70,65

R

80,65

R

20

20

2 PEÇAS

1

150

FOLHA 1/1ESCALA 1:2

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

Suporte da cel. de carga do tanqueChapa de aço 6 mm

RICARDO AMARAL CONTAIFER

40

210

6Ø

10

12

60

6

51

,5

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

D

Chapa 3mm

FOLHA 1/1ESCALA 1:1

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

C

2 31

Chapa de Apoio das Válvulas superiores

B

4

A

E

RICARDO AMARAL CONTAIFER

120

220

R10

26

400

45°

250

72

80

aço 3mm

C

2 31 4

B

A

D

E

F

MATERIAL:

chapa de apoio e proteção

PROJETO:

FOLHA 1/1

Motor Híbrido de Baixo Empuxo

ESCALA 1:10

PEÇA:

Chapa de Alumínio ou

RICARDO AMARAL CONTAIFER

42

358

760

360

190

210

B

SEÇÃO A-AC

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

tubeira internoTarugo de Aço Inox 316 de 7" de diâmetro

FOLHA 1/2ESCALA 1:2

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

80,20

R

Ø 7 pol

A

A

12°

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

tubeira internoTarugo de Aço Inox 316 de 7" de diâmetro

FOLHA 2/2ESCALA 1:1

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

DETALHE B

Suavizar patamarcom um pequeno raio

45°

52,25

44,58 52,257 16,56

128

6

19

Ø

114

Ø

50,75

Ø9,5

Ø2322,35

9

58,30

8,50

MATERIAL:

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

Capa da Tubeira

PROJETO:

de 5,5"

FOLHA 1/1ESCALA 1:2

PEÇA:

Tarugo de Aço Inox 316

RICARDO AMARAL CONTAIFER

Ø

23,30

51,50

Ø138

121

23

46,20

126Ø

Ø35

48,70

20,809

51,50

45°

Ø6

Ø6

R17.5

Ø6

entrada conexoes

C

2 31 4

B

A

D

E

F

MATERIAL:

FOLHA 1/1

Motor Híbrido de Baixo Empuxo

ESCALA 2:1

PEÇA:

PROJETO:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

Furo conexão de Termopar

Ø18

Furo NPT 1/4"

40

13

Furo conexãode Termopar

Ø18

55

Ø6

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

saida conexoesAço Inox 316

FOLHA 1/1ESCALA 2:1

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

Furo NPT 1/4"

Termopar

Saída de Água

Entrada de Água

Termopar

Solda

Solda

Solda

Solda

FOLHA 1/1

C

2 31 4

B

A

D

E

F

MATERIAL:

montagem tubeira

Motor Híbrido de Baixo EmpuxoAço Inox 316

ESCALA 1:3

PEÇA:

PROJETO:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

FOLHA 1/1

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

Motor

PROJETO:

MATERIAL:

de 7" de diâmetro

ESCALA 1:2.5

PEÇA:

Tarugo de Aço Inox 316

RICARDO AMARAL CONTAIFER

125

7111

Ø143

8 furos para parafusos M8 em cada flange

R80

,20

Ø127

Ø 7 po

l

FOLHA 1/1

C

2 31 4

B

A

D

E

F

MATERIAL:

Anel de Suporte do Grão 1

PROJETO:

Motor Híbrido de Baixo Empuxo

de 5" x 1/2"

ESCALA 1:1

PEÇA:

Disco de Aço Inox 316

RICARDO AMARAL CONTAIFER

127

Ø

Ø73

A

A

SEÇÃO A-A

5

10

Ø121

R5

Ø73

Ø78

Ø127C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

Anel de Suporte do Grão 2Disco de Aço Inox 316de 5" x 1/2"

FOLHA 1/1ESCALA 1:1

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

2,50

R

5

55

SEÇÃO A-A

129Ø5

46

77

Ø121

30

Furo para conexão de termopar

Furo para soldar tubo de tomada de pressão

R80,20

A A143

ØØ7"

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

pre camaraTarugo de Aço Inox 316 de 7"

FOLHA 1/2ESCALA 1:2

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

D

soldar tubo de tomada

SEÇÃO B-B

de pressão

Furo para

Furo para conexão de termopar

DETALHE D ESCALA 1 : 1

Ø18,60

10,60

63,73

Ø

257,20

4,86

Ø

4

45°

C

B

B

DETALHE C ESCALA 1 : 1

Ø48

R19,50

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

pre camaraTarugo de Aço Inox 316 de 7"

FOLHA 2/2ESCALA 1:2

PEÇA:

PROJETO:

MATERIAL:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

20

de 7"

ESCALA 1:2

PEÇA:

PROJETO:

FOLHA 1/1

C

2 31 4

B

A

D

Motor Híbrido de Baixo Empuxo

E

F

MATERIAL:

InjeçãoTarugo de Aço Inox 316

RICARDO AMARAL CONTAIFER

parafusos M8 em cada flange

8 furos para

de tubo para sensorFuro para soldagem

de pressão

Furo paraconexão determopar

Ø7"

R80

,20

A

A

110Ø

30

10

SEÇÃO A-A

Furo para conexãoNPT 1/4"

R

20

15

25

Ø8

0

SEÇÃO A-AB

12

3

5Ø121

DETALHE B ESCALA 4 : 1

5,5

0 Ø

2,50

120°

2,9

0

Ø8

2

15,60

Ø

Ø27,60

Ø80

Ø129

A A

MATERIAL:

swirl placa

C

2 31 4

B

A

D

E

PROJETO:

Motor Híbrido de Baixo EmpuxoF

FOLHA 1/1ESCALA 1:1

PEÇA:

RICARDO AMARAL CONTAIFER

Ø2,70

4,25

5,15

SEÇÃO A-A

8 15,60

Ø1

Ø

6,60A

A

PROJETO:

MATERIAL:

C

2 31 4

B

A

D

E

F Motor Híbrido de Baixo Empuxo

swirl copinhoFOLHA 1/1ESCALA 4:1

PEÇA:

RICARDO AMARAL CONTAIFER