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FACULDADE DE TECNOLOGIA DE SÃO JOSÉ DOS CAMPOS

FATEC PROFESSOR JESSEN VIDAL

FELIPE JEAN DA COSTA

PROJETO DIMENSIONAL PARA MANUFATURA DO

VEÍCULO HIPERSÔNICO AEROESPACIAL 14-X

São José dos Campos

2011

FELIPE JEAN DA COSTA



Trabalho de Graduação apresentado à

Faculdade de Tecnologia São José dos

Campos, como parte dos requisitos

necessários para a obtenção do título de

Tecnólogo em Manufatura de Sistemas

Aeronáuticos.

Orientadores: Dr. Viliam Sinka

Paulo Gilberto de Paula Toro – Ph.D.

São José dos Campos

2011

Dados Internacionais de Catalogação-na-Publicação (CIP)

Divisão de Informação e Documentação

REFERÊNCIA BIBLIOGRÁFICA

COSTA, Felipe Jean da. Projeto Dimensional para Manufatura do Veículo Hipersônico

Aeroespacial 14-X. 2011. 79f. Trabalho de Graduação - FATEC de São José dos Campos:

Professor Jessen Vidal.

CESSÃO DE DIREITOS

NOME DO AUTOR: Felipe Jean da Costa

TÍTULO DO TRABALHO: Projeto Dimensional para Manufatura do Veículo Hipersônico

Aeroespacial 14-X

TIPO DO TRABALHO/ANO: Trabalho de Graduação / 2011.

É concedida à FATEC de São José dos Campos: Professor Jessen Vidal permissão para

reproduzir cópias deste Trabalho e para emprestar ou vender cópias somente para propósitos

acadêmicos e científicos. O autor reserva outros direitos de publicação e nenhuma parte deste

Trabalho pode ser reproduzida sem a autorização do autor.

____________________________________

Felipe Jean da Costa

Instituto de Estudos Avançados

Trevo Coronel Aviador José Alberto Albano do Amarante, no 1, Putim.

CEP 12228-001 – São José dos Campos - SP

COSTA, Felipe Jean da

Projeto Dimensional para Manufatura do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X.

São José dos Campos, 2011.

79f.

Trabalho de Graduação – Curso de Tecnologia em Manufatura de Sistemas Aeronáuticos,

FATEC de São José dos Campos:Professor Jessen Vidal, 2011.

Orientadores: Dr. Viliam Sinka

Paulo Gilberto de Paula Toro – Ph.D.

1. Engenharia Aeroespacial. I. Faculdade de Tecnologia. FATEC de São José dos Campos:

Professor Jessen Vidal. Divisão de Informação e Documentação. II. Projeto Dimensional para

Manufatura do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X.

iii




Trabalho de Graduação apresentado à

Faculdade de Tecnologia São José dos

Campos, como parte dos requisitos

necessários para a obtenção do título de

Tecnólogo em Manufatura de Sistemas

Aeronáuticos.

________________________________________________________________________

Rita de Cássia Mendonça Sales Contini, Prof.ª Dr.ª, FATEC São José dos Campos

(Coordenadora de Trabalho de Graduação)

________________________________________________________________________

Ten. Cel. Av. Roberto da Cunha Follador, M.Sc., Instituto de Estudos Avançados/DCTA

(Membro Externo)

________________________________________________________________________

Viliam Sinka, Prof. Dr., FATEC São José dos Campos

(Orientador Acadêmico)

________________________________________________________________________

Paulo Gilberto de Paula Toro, Ph.D., Instituto de Estudos Avançados/DCTA

(Orientador Externo)

06 / 12 / 2011

DATA DA APROVAÇÃO

iv

Dedico este trabalho primeiramente ao meu

Deus. Ainda, dedico aos meus pais Carlos

Donizetti da Costa e Kátia Silvério da Costa, e

aos meus avós, Rosendo Lourenço da Costa

(em memória), Jorge Sipriano da Silva e

Josina Silvério da Silva. Finalmente, dedico a

Paulo Gilberto de Paula Toro.

v

AGRADECIMENTOS

Agradeço primeiramente a Deus, que sempre me ajudou, e que me permitiu chegar até aqui.

Em especial agradeço aos meus pais, Carlos Donizetti da Costa e Kátia Silvério da Costa, meu

irmão Gustavo Jean da Costa, aos meus avós, Rosendo Lourenço da Costa (em memória),

Jorge Sipriano da Silva e Josina Silvério da Silva, que comigo compartilharam os momentos

mais importantes e difíceis da minha vida, e por me instruírem na verdade, e também aos

meus tios Antônio Luís Silvério da Silva, Helder Rodolfo Silvério da Silva, Anderson Simões

e Graciele Silvério Simões. Agradeço ao orientador Dr. Paulo Gilberto de Paula Toro, pela

orientação de grande parte desta obra, por seu infatigável empenho, suas explicações que

elucidaram e permitiram a conclusão do presente trabalho, por coordenar um excelente

projeto de pesquisa em tecnologia de ponta no país, e por sua amizade. Também agradeço ao

orientador Prof. Dr. Viliam Sinka, que sempre esteve disponível para me atender, e a Profª.

Drª Rita de Cássia Mendonça Sales Contini, pelas sugestões. Sou grato também, ao pessoal do

Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu: David

Romanelli Pinto, Thiago Victor Cordeiro Marcos, José Adeildo dos Santos Assenção, Victor

Alves Barros Galvão, Renan Guilherme Santos Vilela, Jayme Rodrigues Teixeira da Silva,

Ronaldo de Lima Cardoso, Álvaro Francisco Santos Pivetta, Renan Corio Mazi, Bruno

Coelho Lima, Arthur Freire Mantovani, Rafael Amaral de Castilho, Sidney Bariani Cruzelles,

Cap. Eng. Tiago Cavalcanti Rolim, 1° Ten Eng. Giannino Ponchio Camillo, 1° Ten Eng.

Thiago Lima de Assunção, 1° Ten Eng. Fábio Henrique Eugênio Ribeiro (Wanderley), Bruno

Ferreira Porto, Alexandre Araújo Damião, e Dr. Israel da Silveira Rêgo, pelo

companheirismo. Agradeço também ao Cel. Eng. Marco Antonio Sala Minucci, ao Dr.

Alberto Monteiro dos Santos, ao Ten Cel. Av. Roberto da Cunha Follador, Dr.ª Valéria

Serrano Faillace Oliveira Leite, Dr. Davi Neves, José Brosler Chanes Junior, Dr. Antonio

Carlos de Oliveira, Adriano Zanni, Márcio Luís Belio Gozzi e José Rodolfo de Moraes.

Agradeço também aos irmãos em Cristo, do IEAv: Sgt. Benício, Sgt. Miranda, Regina,

Valério, S2 Guimarães, Fabiano, Joana, Sgt. Cavalcanti e Marcos Valentim, pelo apoio

espiritual. Também gostaria de agradeçer aos irmãos da IEQ - Jd. Satélite: Pr. Domingos

Garcia, Prª Valdete Garcia, Pr. Paulo Henrique Garcia (Paulinho), Pr. Aroldo, Pr. Heriberto,

Pr. Walter, Pr. Toninho, Igor Ribeiro, Paulinho, Douglas (D’Alessandro), Henrique Samuel

dos Santos (Vampeta), Magno, Ricardo, e a Rose (IIGD), pelos ensinamentos, orações e

amizade. Expresso também minha gratidão aos colegas de classe, que atravessaram comigo

essa maratona, sempre com entusiasmo e alegria, que sem dúvida proporcionaram bons

vi

momentos. Mencionando alguns dos colegas supracitados: Amanda Felippe Faria, Cintia

Pereira Faria, Clivanei Gonçalves de Mello, Daniele da Rosa Brito, David Soares Gomes de

Oliveira, Deivid Vasconcelos Costa, Elizabeth Emiko Teraoka e Sá, Juliano dos Santos

Urashima, Lucas de Moraes Alvarez Lopez, Lucas Felipe Machado dos Santos, Paulo

Quiorato de Almeida, Vanessa de Cassia Afonso Holanda, Vinicius de Moraes Gulmaneli,

Waldir Vieira, Agnaldo Thome Filho, Ary Vieira de Araújo, Ayrton Jessé Luiz, Carlos

Renato Rigo Tonini, Elioenai de Siqueira, Helton Luiz de Freitas, Jamil Pereira de Andrade

Junior, Lucas Esteves de Paula, Luciano Kiwamen, Marcos Paulo Faria Gonçalves, Mario

André Possatti Ferreira, Natalie Frances da Silva e Oswaldo Barbosa Loureda. E por fim,

gostaria também de agradecer à FAPESP processo nº 2004/00525-7 e à FINEP Projeto nº

0445/07, Convênio n.º 01.08.0365.00, pelos recursos financeiros outorgados para a execução

de atividades relacionadas à Pesquisa e Desenvolvimento do Veículo Hipersônico

Aeroespacial 14-X, à FAPESP processo nº 2008/06751-0, pela bolsa de Treinamento Técnico

Modalidade nível II concedida em 2008 e ao CNPq processo nº 183245/2009-1, pela bolsa de

Iniciação Tecnológica Industrial A, que disponibiliza para a execução do presente trabalho.

vii

“A falta de conhecimento pode produzir

destruição, mas a obtenção de conhecimento

proporciona um novo caminho de

oportunidades.”


viii

RESUMO

O objetivo deste trabalho é desenvolver projeto mecânico dimensional visando a

manufatura do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, VHA 14-X, de iniciativa do Instituto

de Estudos Avançados (IEAv), o qual é parte do esforço contínuo do Departamento de

Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA) de desenvolver um demonstrador de tecnologia

utilizando: i) tecnologia “waverider”, proporcionando sustentação ao veículo aeroespacial, e

ii) tecnologia “scramjet”, proporcionando sistema de propulsão hipersônica aspirada baseada

na combustão supersônica. Um Veículo Acelerador Hipersônico, VAH, irá acelerar o VHA

14-X para as condições pré-estabelecidas de operação do estato-reator a combustão

supersônica (“scramjet”), ou seja, posição (altitude, longitude e latitude), velocidade (número

de Mach), pressão dinâmica e ângulo de ataque. O 1º voo atmosférico (de quatro planejados)

do VHA 14-X deverá estar acoplado ao VAH, composto pelos motores foguetes (S31 e S30)

de fabricação do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE/DCTA). O VAH é responsável por

acelerar o VHA 14-X até a velocidade mínima de operação do motor “scramjet”, que no caso

do VHA 14-X é a velocidade correspondente a número de Mach 6. Inicialmente, realizou-se

revisão bibliográfica sobre os diversos veículos hipersônicos que utilizam as tecnologias

“waverider” e “scramjet”, destacando-se os veículos X-43A, X-51 e HIFiRE, para auxiliar o

desenvolvimento do projeto dimensional do VHA 14-X. Paralelamente, desenvolveu-se o

projeto do modelo “waverider”, o qual foi projetado utilizando a configuração “waverider”,

para experimentação no Túnel de Choque Hipersônico T3, Túnel T3, existente no Laboratório

de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, do IEAv/DCTA. Os

resultados obtidos forneceram dados suficientes para o anteprojeto do VHA 14-X, do qual

projetou-se o modelo “scramjet”, para também realizar investigação experimental no Túnel

T3. Em seguida, as configurações “waverider” e “scramjet” foram utilizadas para realização

de simulação numérica. Simultaneamente, a definição dos equipamentos embarcados no VHA

14-X, tais como: componentes do sistema de propulsão (ignição e tanques de combustível e

de refrigeração) e do sistema embarcado (instrumentação para monitoração de parâmetros do

voo atmosférico do veículo e do processo de combustão) possibilitou dimensionar o ambiente

interno do VHA 14-X; inclusive definindo-se os materiais a serem empregados nas longarinas

e nervuras estruturais e os materiais do sistema de proteção térmica. Adicionalmente, a

configuração preliminar interna do VHA 14-X e a especificação preliminar dos materiais para

a estrutura interna e para o sistema de proteção térmica permitirão desenvolver estimativa do

ix

aquecimento aerodinâmico, análise estrutural e térmica do VHA 14-X, projeto do

acoplamento do VAH e VHA 14-X e obter trajetória mais precisa do conjunto VAH e VHA

14-X. Finalmente, o empreendedorismo de diversos centros de pesquisa no desenvolvimento

de avançados sistemas de propulsão hipersônica aspirada utilizando o conceito de combustão

supersônica “scramjet” com o intuito de substituir os atuais, e convencionais, sistemas de

propulsão baseada em combustão química (propulsão sólida e/ou líquida) motivaram o IEAv,

na Pesquisa e Desenvolvimento (P&D) do demonstrador tecnológico, VHA 14-X, para a

realização do voo atmosférico prevista a altitude de aproximadamente 30 km e velocidade

correspondente a número de Mach 10 permitirá ao Brasil participar do seleto grupo de países

envolvidos na P&D desta nova geração de veículos aeroespaciais, o qual é indicativo por

diversos centros de pesquisa que este será o caminho eficiente de acesso ao espaço em um

futuro não muito distante.

Palavras-Chave: VHA 14-X, waverider, scramjet, Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X.

x

ABSTRACT

The primary objective of the present work is to provide the dimensional design to

manufacture the 14-X Hypersonic Aerospace Vehicle, VHA 14-X. The VHA 14-X, a new

generation of scientific aerospace vehicle, designed at the Prof. Henry T. Nagamatsu

Laboratory of Aerothermodynamics and Hypersonic, at the Institute for Advanced Studies

(IEAv), is part of the continuing effort of the Department of Aerospace Science and

Technology (DCTA), to develop a technological demonstrator using: i) “waverider”

technology to provide lift to the aerospace vehicle, and ii) “scramjet” technology to provide

hypersonic airbreathing propulsion system based on supersonic combustion. Aerospace

vehicle using “waverider” technology obtains lift using the shock wave, formed during

supersonic/hypersonic flight through the Earth´s atmosphere, which originates at the edge and

it is attached to the bottom surface of the vehicle, generating a region of high pressure,

resulting in high lift and low drag. Atmospheric air, pre-compressed by the shock wave,

which lies between the shock wave and the leading edge of the vehicle may be used in

hypersonic airbreathing propulsion system based on ”scramjet” technology. Hypersonic

airbreathing propulsion, that uses supersonic combustion ramjet (scramjet) technology, offers

substantial advantages to improve performance of aerospace vehicle that flies at hypersonic

speeds through the Earth’s atmosphere, by reducing onboard fuel. Basically, scramjet is a

fully integrated airbreathing aeronautical engine that uses the oblique/conical shock waves

generated during the hypersonic flight, to promote compression and deceleration of

freestream atmospheric air at the inlet of the scramjet. Fuel, at least sonic speed, may be

injected into the supersonic airflow just downstream of the inlet. Right after, both oxygen

from the atmosphere and on-board fuel are mixed. The combination of the high energies of

the fuel and of the oncoming supersonic airflow the combustion at supersonic speed starts.

Finally, the divergent exhaust nozzle at the afterbody vehicle accelerates the exhaust gases,

creating thrust. In consequence of the nature of the supersonic combustion engines, they are

unable to produce thrust while stationary, the static thrust is zero. Accordingly, they must be

accelerated to a speed such that the shock waves produced by the air intake are able to

compress the atmospheric air. This velocity, called initial operation speed, is approximately

four times the speed of sound, Mach 4, considering “scramjet”. The S31 and S30 rocket

motors developed and manufactured by the Institute of Aeronautics and Space (IAE/DCTA)

will be used to accelerate, the 14-X Hypersonic Aerospace Vehicle, to the conditions pre-

established to operate the “scramjet” engine, i.e. position (altitude, latitude and longitude),

xi

speed (Mach number), dynamic pressure and angle of attack. The coupled system for 14-X

Hypersonic Aerospace Vehicle and the Hypersonic Accelerator Vehicle will be designed and

fabricated. Review of the X-43, X-51 and HIFiRE hypersonic vehicles, which are designed

using “waverider” and “scramjet” technologies, have been used to aid the dimensional design

of the VHA 14-X. At the same time, a “waverider” model as designed and fabricated to

experimentally investigate in the T3 Hypersonic Shock Tunnel, T3 Tunnel, existing at the

Prof. Henry T. Nagamatsu Laboratory of Aerothermodynamics and Hypersonic. The VHA

14-X was designed using the experimental results obtained from the “waverider” model.

Following, a “scramjet” model was designed and fabricated to experimentally investigate in

the T3 Tunnel. Finally, with the experimental results of the “waverider” and “scramjet”

models obtained at the T3 Tunnel the 2000-m. long Mach number 10 “waverider” 14-X

Hypersonic Aerospace Vehicle, using the “scramjet” as propulsion system, was designed to

flight for the first time, in Brazil, a “scramjet”-“waverider” integrated technological

demonstrator. The “waverider” and “scramjet” configurations have been used to build a

computational fluid dynamics (CFD) codes at the IEAv, and to simulate hypersonic flow at

the VHA 14-X at the ONERA (The French Aerospace Laboratory). The internal configuration

(volume) and the materials for the internal structure of the VHA 14-X were designed and

specified, respectively, based on the on-board equipment’s (fuel tank, telemetry and data

acquisition system), which were specified to monitor the combustion during the flight of the

VHA 14-X. Several activities were started after the previous dimensional design of the VHA

14-X as aerodynamic heating, thermal and structural analyses, interstage adapter system used

to couple the 14-X Hypersonic Aerospace Vehicle and the Hypersonic Accelerator Vehicle

and optimized trajectory. Finally, the Research and Development have been done at several

Research Centers using advanced hypersonic airbreathing propulsion based on supersonic

combustion technology to replace the conventional multi-stage rocket-powered vehicles,

which have flown hypersonically, carrying their own propellant (solid and/or liquid, oxidizer

along with fuel) to propel payloads and astronauts to Earth’s orbit. The recent intensification

of international efforts to develop hypersonic propulsion system signals that this is the way of

effective access to space, and it is not in a too distant future. Therefore, the field of

Hypersonic Airbreathing Propulsion based on Supersonic Combustion, will be essential in the

near future for the aerospace industry, and allow the man to build hypersonic planes, to reach

other continents in hours and achieve low orbits around Earth.

Keywords: VHA 14-X, waverider, scramjet, Aerospace Hypersonic Vehicle 14-X.

xii

LISTA DE FIGURAS

Figura 1 Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X 22

Figura 2 Eficiência relativa de sistemas de propulsão em função do número de Mach 25

Figura 3 NASP (National Aero-Space Plane) 28

Figura 4 Configuração do veículo X-43 28

Figura 5 Foguete Pegasus acoplado ao veículo X-43 sob a asa do avião B-52 29

Figura 6 Trajetória de voo do veículo X-43 29

Figura 7 Separação do veículo X-43 do motor foguete Pegasus 29

Figura 8 Voo atmosférico propulsado por “scramjet” do veículo X-43 29

Figura 9 2º voo atmosférico do veículo X-43, propulsado por “scramjet” 30

Figura 10 3º vôo atmosférico do veículo X-43, propulsado por “scramjet” 30

Figura 11 Veículo X-51 acelerado por um míssil 31

Figura 12 Trajetória da missão do veículo X-51 31

Figura 13 HyShot montado no foguete Terrier-Orion 32

Figura 14 Voo de reentrada do HyShot acoplado ao foguete Terrier-Orion 32

Figura 15 Trajetória do HyShot 33

Figura 16 Projeto HIFiRE 34

Figura 17 Projeto preliminar do scramspace 34

Figura 18 Projeto conceitual de veículo hipersônico “waverider” 36

Figura 19 Projeto conceitual de veículo hipersônico com tecnologia “scramjet” 36

Figura 20 Terminologia de um “scramjet” 37

Figura 21 Construção esquemática de um “scramjet” 38

Figura 22 Construção de “waverider” derivada de escoamento cônico 40

Figura 23 Projeto conceitual da superfície externa do “waverider” do VHA 14-X 41

Figura 24 Projeto dimensional da superfície externa do “waverider” do VHA 14-X 42

Figura 25 Localização dos transdutores de pressão no modelo “waverider” 42

Figura 26 Instalação do transdutor de pressão na superfície externa do modelo 43

Figura 27 Alojamento do transdutor de pressão para medição da pressão, pitot 43

Figura 28 Posicionamento do modelo “waverider” na seção de teste do Túnel T3 44

Figura 29 Suporte de fixação do modelo “waverider” 44

Figura 30 Anteprojeto dimensional do VHA 14-X 45

Figura 31 Dimensionamento do “scramjet” do VHA 14-X 46

Figura 32 Modelo do “scramjet” do VHA 14-X 47

Figura 33 Projeto dimensional do modelo do “scramjet” do VHA 14-X 47

Figura 34 Posicionamento dos transdutores de pressão no modelo “scramjet” 48

Figura 35 Alojamento dos transdutores de pressão no modelo “scramjet” 48

Figura 36 Suporte de fixação do modelo “scramjet” 49

Figura 37 Posicionamento do modelo “scramjet” na seção de teste do Túnel T3 49

Figura 38 Projeto dimensional do VHA 14-X 50

Figura 39 Projeto dimensional do “waverider” e do “scramjet” do VHA 14-X 50

Figura 40 VAH acoplado ao VHA 14-X 51

Figura 41 Visão artística do VHA 14-X em trajetória balística 52

Figura 42 Centro de Lançamento de Alcântara - CLA 52

Figura 43 Túnel de Choque Hipersônico T3 53

Figura 44 Bocal convergente-divergente 54

Figura 45 Dispositivo de medição de pressão instalado na seção de teste do Túnel T3 55

Figura 46 Sistema óptico “schlieren” acoplada a câmara de alta velocidade Cordin 55

Figura 47 Sinais típicos de pressão para escoamento com número de Mach 10 56

xiii

Figura 48 Distribuição da pressão na seção de teste do Túnel T3, Mach 7,2 56

Figura 49 Distribuição da pressão na seção de teste do Túnel T3, Mach 9,2 57

Figura 50 Fotografia “schlieren” do escoamento com número de Mach 9,2 57

Figura 51 Modelo “waverider” instalado na seção de teste do Túnel T3 58

Figura 52 Fotografia “schlieren” do bordo de ataque do VHA 14-X, Mach 10 58

Figura 53 Fotografia “schlieren” da rampa de compressão do VHA 14X, Mach 7,57 59

Figura 54 Modelo “scramjet” instalado na seção de teste do Túnel T3 59

Figura 55 Fotografia “schlieren” do escoamento Mach 7,5 no modelo “scramjet”. 60

Figura 56 Modelo 2-D utilizado para desenvolvimento de simulação numérica 61

Figura 57 Simulação do escoamento não viscoso, Mach 8,2 62

Figura 58 Simulação do escoamento viscoso laminar, Mach 8,2 62

Figura 59 Simulação do escoamento viscoso turbulento, Mach 8,2 62

Figura 60 Layout interno do veículo X-43 63

Figura 61 Layout interno preliminar do VHA 14-X 63

Figura 62 Centro de Gravidade do “waverider” preliminar do VHA 14-X 64

Figura 63 Projeto dimensional preliminar interno do VHA 14-X 65

Figura 64 Materiais utilizados no veículo X-43 66

Figura 65 Material do motor “scramjet” do veículo X-43 66

Figura 66 Material do motor “scramjet” do veículo X-51 66

Figura 67 Especificação preliminar de materiais para o VHA 14-X 69

Figura 68 Desenho esquemático para cálculo da aerodinâmica do VHA 14-X 71

Figura 69 Cálculos aerodinâmicos do VHA 14-X 72

Figura 70 Carga aerodinâmica do “waverider” do VHA 14-X 73

Figura 71 Adaptador acoplado ao 2º estágio (motor S30) do VAH ao VHA 14-X 73

Figura 72 Vista esquemática do adaptador do VAH ao VHA 14-X 74

xiv

LISTA DE TABELAS

Tabela 1 Plano de voo atmosférico do VHA 14-X 51

Tabela 2 Relação dos sistemas internos principais do VHA 14-X 64

Tabela 3 Matriz de decisão com base nos requisitos e nas propriedades das superligas 68

xv

LISTA DE ABREVIATURAS E SIGLAS

Agências

AEB Agência Espacial Brasileira

AFRL “Air Force Research Laboratory”

(Laboratório da Força Aérea norte-americana)

CAPES Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior

CNPq Conselho Nacional de Desenvolvimento Científico e Tecnológico

DARPA “Defense Advance Research Projects Administration”

(Agência de Projetos de Pesquisa Avançada da Defesa norte-americana)

DCTA Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial

DLR “German Aerospace Center”

(Centro Aeroespacial Alemão)

DSTO “Defense Science Technology Organization”

(Agência de Tecnologia e Ciência da Defesa Australiana)

FAPESP Fundação de Amparo a Pesquisa do Estado de São Paulo

FINEP Financiadora de Estudos e Projetos

ONERA “The French Research Laboratory”

(Laboratório de Pesquisa Francês)

SDIO “Strategic Defense Initiative Organization”

(Agência de Iniciativa de Defesa Estratégica)

Veículos

HIFiRE “Hypersonic International Flight Research Experimentation”

NASP “National Aero-Space Plane”

VAH Veículo Acelerador Hipersônico

VHA Veículo Hipersônico Aeroespacial

VLS Veículo Lançador de Satélites

xvi

LISTA DE SÍMBOLOS

CL/CD Razão entre os coeficientes de sustentação e arrasto, respectivamente.

Lw Comprimento da configuração “waverider”

M Número de Mach do escoamento não perturbado

Ro/Xs Razão entre distâncias verticais máxima e mínima do dorso ao centro do

cone-base

Letras Gregas

Semiângulo do cone-base

Ângulo de azimute

xvii

LISTA DE ANEXOS

Anexo 1 Transdutor de Pressão 132A31 80




Anexo 5 Cobre Glidecop 83

Anexo 6 Aço AISI 4140 85

Anexo 7 Aço 304 inox 89

Anexo 8 Inconel 718 91

Anexo 9 Tungstênio Densalloy SD180 93

xviii

SUMÁRIO

1- INTRODUÇÃO 20

1.1- Considerações Iniciais 20

1.2- Motivação 21

1.3- Objetivo do Trabalho 22

1.3.1- Objetivo Geral 22

1.3.2- Objetivos Específicos 22

1.4- Proposta Metodológica 23

1.5- Apresentação do Trabalho de Graduação 23

2- FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA 25

2.1- Estudos da configuração “scramjet” 25

2.2- Veículos Hipersônicos Aeroespaciais 26

2.2.1- Veículo Hipersônico Aeroespacial NASP 27

2.2.2- Veículo Hipersônico Aeroespacial X-43 28

2.2.3- Veículo Hipersônico Aeroespacial X-51 31

2.2.4- Motor “scramjet” HyShot 32

2.2.5- Veículo Hipersônico Aeroespacial HIFiRE 33

2.2.6- Veículo Hipersônico Aeroespacial scramspace 34

2.3- Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X 35

2.3.1- Fundamentação teórica da configuração “waverider” 35

2.3.2- Fundamentação teórica da configuração “scramjet” 36

3- METODOLOGIA 39

3.1- Configuração “waverider” do VHA 14-X 39

3.1.1- Concepção da configuração “waverider” 39

3.1.2- Projeto dimensional da configuração “waverider” 41

3.2- Anteprojeto dimensional do VHA 14-X 45

3.3- Configuração “scramjet” do VHA 14-X 45

3.3.1- Concepção da configuração “scramjet” 45

3.3.2- Projeto dimensional da configuração “scramjet” 46

3.4- Projeto dimensional do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X 50

4- RESULTADOS E DISCUSSÕES 51

4.1- Definição do voo atmosférico do VHA 14-X 51

4.2- Investigação experimental no Túnel de Choque Hipersônico T3 53

4.2.1- Túnel de Choque Hipersônico T3 53

4.2.2- Investigação da aerodinâmica da configuração “waverider” 57

4.2.3- Investigação da aerodinâmica da configuração “scramjet” 59

4.3- Simulação Computacional da Dinâmica do Fluido 60

4.3.1- Simulação numérica do VHA 14-X 60

4.3.2- Simulação numérica da configuração “scramjet” 61

4.4- Projeto da configuração interna do VHA 14-X 62

4.4.1- Concepção da configuração interna do VHA 14-X 63

4.4.2- Dimensionamento da configuração interna do VHA 14-X 65

4.5- Seleção preliminar de materiais para o VHA 14-X 65

xix

4.5.1- Seleção de materiais para a estrutura interna do “waverider” 65

4.5.2- Seleção de materiais para o motor “scramjet” 65

4.5.3- Seleção de materiais de proteção térmica do VHA 14-X 69

5- CONCLUSÕES E RECOMENDAÇÕES 70

6- TRABALHOS FUTUROS 71

6.1- Estimativa do aquecimento aerodinâmico do VHA 14-X 71

6.2- Análise estrutural e térmica do VHA 14-X 72

6.3- Projeto do acoplamento do VAH e VHA 14-X 73

6.4- Definição da trajetória do conjunto VAH e VHA 14-X 74

7- REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS 75

8- ANEXOS 79

20

1- INTRODUÇÃO

1.1- Considerações Iniciais

Os atuais veículos espaciais, em geral multi-estágios e não reutilizáveis, utilizam

sistemas de propulsão a bordo, baseados em combustão química (propulsão sólida e/ou

propulsão líquida), extraindo energia química e convertendo em energia cinética com 97-98 %

de eficiência (KETSDEVER et al., 2008). Aproximadamente 95% do peso do veículo

espacial, no instante do lançamento, é devido ao sistema de propulsão (combustível/oxidante

e estrutura) fazer parte integrante do veículo, sendo aproximadamente 5% devido à carga útil

(astronautas e equipamentos como satélites).

Na área espacial, confiabilidade, peso, consumo de energia, velocidade e custo são os

requisitos básicos para o desenvolvimento de veículos de exploração espacial, e as rigorosas

limitações de combustível para o lançamento de cargas úteis em órbita demandam uma

contínua redução de peso e consumo de energia dos veículos lançadores.

Estudos estão sendo realizados na direção de diminuir o peso devido ao sistema de

propulsão a bordo e de materiais a serem utilizados nos veículos espaciais. Entretanto, devido

à alta eficiência do sistema de propulsão de 97-98% existem poucas possibilidades de

melhoria dos veículos espaciais atualmente em operação (KETSDEVER et al., 2008).

Observa-se que, o conteúdo tecnológico de produtos aeroespaciais, especialmente de

plataformas lançadoras de satélites e aeronaves hipervelozes, tem crescido de tal forma que

países desenvolvidos e/ou em desenvolvimento não podem conceber colocar cargas úteis em

órbita terrestre utilizando tecnologias propulsivas que estão atualmente em operação (foguetes

utilizando combustível químico: sólido e/ou líquido).

Portanto, um novo sistema de propulsão aeroespacial, para voo (com trajetórias:

balística, planagem com sustentação ou reentrada consecutivas controladas) na atmosfera da

Terra deve ser projetado para uma missão civil específica (de transporte comercial ou de

exploração científica do espaço) ou de aplicações militares (sistema de defesa, aeronave

interceptora/aeronave tática /aeronave de reconhecimento estratégico ou aeronave de acesso

ao espaço), considerando o desempenho durante: decolagem horizontal ou vertical; voo

ascendente/voo de cruzeiro/ voo com aceleração; manobra subsônica/supersônica/hipersônica;

velocidade de reentrada/voo descendente e operações de aterrisagem.

Consequentemente, soluções para esses desafios requerem mudanças de paradigmas,

novos modos de produção e novas tecnologias de natureza estratégica. Os requisitos de

plataformas lançadoras de satélites de alto desempenho e confiabilidade, assim como as

21

rigorosas limitações de combustível (redução de tamanho, peso e consumo de energia) para o

lançamento de cargas úteis em órbita propiciam o desenvolvimento de aeronaves hipervelozes

utilizando propulsão hipersônica aspirada com combustão supersônica, “scramjet”.

Esta realização é relevante para o Brasil tanto pelo cumprimento de sua missão na área

de lançamento de satélites, como pela aplicação de sua capacidade técnico-científica na

solução problemas, além do potencial de elevar a projeção, na área aeroespacial, no âmbito do

Brasil e internacional.

Conclui-se que ao empreender Pesquisa e Desenvolvimento (P&D) em combustão

supersônica com aplicação aeroespacial, o Brasil tem a oportunidade de tirar proveito das

inúmeras perspectivas desta área, tanto de investimento quanto de intercâmbio de

infraestrutura e recursos humanos, nacional e internacionalmente.

Adicionalmente, o desenvolvimento de pesquisas em combustão supersônica tem a

finalidade de reduzir a dependência tecnológica do país neste setor estratégico, uma vez que

tais sistemas propulsivos estão em desenvolvimento em diversos países (Estados Unidos da

América, Austrália, França, Alemanha, Japão, Rússia e outros). Uma vez que tal tecnologia

for dominada, ela será de aquisição difícil e encontrar-se-á, na maioria das situações,

indisponíveis para comercialização.

Ciente destes esforços, os Ministérios da Defesa e da Ciência e Tecnologia (2003)

elegeram como prioritárias e estratégicas para o Brasil duas áreas de pesquisa (entre outras):

Propulsão com Ar Aspirado e Hipervelocidade.

A recente intensificação de esforços internacionais no sentido de desenvolver

propulsão hipersônica aspirada, com combustão supersônica, sinaliza que esse será o caminho

eficiente de acesso ao espaço em um futuro não muito distante. Portanto, o domínio da

combustão supersônica, será essencial em futuro próximo para a indústria aeroespacial, e

permitirá ao homem construir aeronaves hipersônicas, alcançando outros continentes em

poucas horas e atingir órbitas baixas ao redor da Terra.

1.2- Motivação

O Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, do

Instituto de Estudos Avançados (IEAv), realiza P&D do Veículo Hipersônico Aeroespacial

14-X, VHA 14-X (Figura 1), projetado por Rolim (2009), o qual é parte do esforço contínuo

do Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA) de desenvolver um

demonstrador de tecnologia, visando exploração aeroespacial com decolagem em aero–

espaço-portos de aeronaves/veículos aeroespaciais, utilizando: i) tecnologia “waverider”,

22

proporcionando sustentação ao veículo aeroespacial, e ii) tecnologia “scramjet”,

proporcionando sistema de propulsão hipersônica aspirada baseada na combustão

supersônica.

Figura 1 - Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X.

Fonte: Painel desenvolvido por Porto & Törö (2010) e financiamento da Fundação Conrado Wessel.

O projeto VHA 14-X, iniciado em 2007, tem como objetivo o desenvolvimento e a

manufatura de um veículo de pesquisa em propulsão hipersônica aspirada que inclui a

demonstração em voo de um motor “scramjet”. O projeto está planejado para realização em

três fases: definição do Veículo Hipersônico Aeroespacial; desenvolvimento da configuração

“waverider” e da configuração “scramjet” em laboratório e teste em voo atmosférico do VHA

14-X acelerado por um Veículo Acelerador Hipersônico, VAH, baseado em motor foguete.

1.3- Objetivo do Trabalho

1.3.1- Objetivo Geral

O objetivo geral deste trabalho é desenvolver projeto dimensional preliminar, visando

a manufatura do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, o qual utiliza as tecnologias

“waverider” e “scramjet”, para demonstrar em voo atmosférico, ambas as tecnologias, a 30

km de altitude com velocidade correspondente a número de Mach 10.

1.3.2- Objetivos Específicos

• Realizar pesquisa bibliográfica sobre projeto e manufatura de Veículos Hipersônicos

Aeroespaciais que utilizam as tecnologias “waverider” e “scramjet”;

• Realizar revisão do projeto da configuração “waverider” do VHA 14-X, desenvolvido

por Rolim (2009), para realização de investigação experimental no Túnel de Choque

Hipersônico T3, Túnel T3;

23

• Desenvolver projeto da configuração “scramjet” do VHA 14-X visando realização de

investigação experimental no Túnel T3;

• Desenvolver projeto dimensional do VHA 14-X visando manufatura do mesmo para

realização de voo atmosférico;

• Desenvolver projeto da geometria interna do VHA 14-X visando acomodar

componentes do sistema de propulsão e do sistema embarcado;

• Prover dados geométricos das configurações “waverider” e “scramjet” do VHA 14-X

para desenvolvimento de códigos computacionais;

• Prover dimensionamento preliminar visando projeto estrutural e térmico das

configurações “waverider” e “scramjet” do VHA 14-X.

1.4- Proposta Metodológica

O presente Trabalho de Graduação, intitulado “Projeto Dimensional para Manufatura

do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X”, o qual objetiva o projeto preliminar (mecânico

dimensional) para manufatura do VHA 14-X, incluso no Plano de Desenvolvimento

Institucional do IEAv (2011), está classificado como pesquisa de natureza aplicada, em

propulsão hipersônica aspirada à combustão supersônica, que tem como meta o voo

atmosférico do demonstrador tecnológico a 30 km de altitude e velocidade correspondente a

número de Mach 10. Consequentemente, revisão bibliográfica foi realizada utilizando

abordagem de pesquisa qualitativa e descritiva dos procedimentos técnicos de demonstradores

tecnológicos desenvolvidos utilizando dispositivos laboratoriais (em solo), e de

demonstradores tecnológicos desenvolvidos para voo atmosférico.

1.5- Apresentação do Trabalho de Graduação

Este capítulo 1 - Introdução, apresenta o empreendedorismo de diversos centros de

pesquisa no desenvolvimento de avançados sistemas de propulsão hipersônica aspirada

utilizando o conceito de combustão supersônica com o intuito de substituir os atuais, e

convencionais, sistemas de propulsão baseada em combustão química (propulsão sólida e/ou

líquida). Os Ministérios da Defesa e da Ciência e Tecnologia possibilitaram que o

IEAv/DCTA desenvolvesse o projeto de um demonstrador tecnológico, denominado VHA 14-

X, que utiliza a tecnologia da combustão supersônica “scramjet” para produzir propulsão

hipersônica aspirada aplicada em veículo hipersônico otimizado para obter o máximo de

sustentação “waverider”. Com esta visão de futuro o Laboratório de Aerotermodinâmica e

Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu tem o objetivo de desenvolver o projeto dimensional

24

para manufatura do 1º VHA 14-X, para demonstrar em voo atmosférico a 30 km de altitude e

velocidade correspondente a número de Mach 10, o conceito de “scramjet”.

Os capítulos seguintes discutem a fundamentação teórica necessária para definir a

metodologia de projeto do VHA 14-X, com etapas de investigação experimental no Túnel T3,

e simulação numérica, com o objetivo de auxiliar o dimensionamento do demonstrador

tecnológico de voo.

O capítulo 2 apresenta a fundamentação teórica dos conceitos “waverider” e

“scramjet” utilizados nos veículos hipersônicos em desenvolvimento não só nos diversos

centros de pesquisa internacionais, mas também no Brasil, essencialmente, no IEAv/DCTA.

Em seguida, no capítulo 3, é definida a metodologia utilizada pela equipe do projeto

VHA 14-X do Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu.

Inicialmente, desenvolveu-se projeto do modelo “waverider” para realização experimental no

Túnel T3, onde os resultados possibilitariam o anteprojeto do VHA 14-X e,

consequentemente, do projeto do modelo “scramjet” para investigação no Túnel T3 e

simulação numérica da aerodinâmica do “scramjet”.

A definição (em diferentes etapas) da geometria, do dimensionamento e do volume

interno do VHA 14-X, apresentada no capítulo 3, possibilitou utilizar ambas as configurações

“waverider” e “scramjet” não só na investigação experimental no Túnel T3, mas também na

simulação numérica do VHA 14-X pelo Laboratório Aeroespacial Francês (ONERA) e do

“scramjet” pela equipe de simulação numérica do IEAv/DCTA. Em particular, é incluso

resumidamente a qualificação do escoamento hipersônico na seção de teste do Túnel T3, para

melhor entendimento da metodologia experimental utilizada no projeto VHA 14-X.

Adicionalmente, os resultados obtidos, capítulo 4, tanto na investigação experimental

quanto na simulação numérica possibilitaram iniciar a especificação dos materiais a serem

utilizados internamente ao VHA 14-X, visando o posicionamento de sistema embarcado para

monitoramento do voo atmosférico e instrumentação para monitoramento da aerodinâmica e

da combustão supersônica do motor “scramjet”. Finalmente, a especificação preliminar dos

materiais possibilitará a análise estrutural e térmica do VHA 14-X.

O capítulo 5 apresenta as conclusões do presente Trabalho de Graduação, e

principalmente, recomenda as atividades necessárias para o projeto do VHA 14-X, baseada

nos resultados experimentais e numéricos obtidos, os quais foram determinantes no “Projeto

Dimensional para Manufatura do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X”.

25

2- FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA

2.1- Estudos da configuração “scramjet”

Diversos centros de pesquisas estão envolvidos no desenvolvimento de novas

tecnologias de propulsão, objetivando uma nova geração de veículos de exploração espacial,

científica e comercial com decolagem em aero-espaço-portos (a serem utilizados por

aeronaves e por veículos espaciais), tão seguro quanto e 100 vezes mais barato do que os

atuais veículos espaciais, que utilizam sistemas propulsivos convencionais (foguetes).

Entre as diversas tecnologias propulsivas avançadas em estudo, sistemas de propulsão

aspirada hipersônica utilizando estato-reator a combustão supersônica “scramjet” são as que

apresentam maior potencial (Figura 2), atendendo os requisitos básicos de altíssima

velocidade (número de Mach acima de 5), confiabilidade, segurança e custo (HEISER e

PRATT, 1994). Consequentemente, são as que têm recebido maior atenção de pesquisa da

comunidade cientifica e investimento financeiro dos órgãos de fomentos de diversos países,

interessados no domínio de novas técnicas de propulsão aplicadas em veículos aeroespaciais

(CURRAN e MURTHY, 2000).

Figura 2 - Eficiência relativa de sistemas de propulsão em função do número de Mach.

Fonte: Adaptação de Heiser e Pratt, 1994.

A principal vantagem da tecnologia “scramjet” em relação a atual tecnologia de

motores foguetes, pode ser ilustrado em termos de empuxo por unidade de taxa de consumo

de combustível, impulso específico (Figura 2). O sistema de propulsão a ar aspirado com

maior impulso específico em velocidades hipersônicas (número de Mach acima de 5) é o

“scramjet”. O impulso específico de um motor foguete utilizando H2-O2 é cerca de 400 s

enquanto um “scramjet” utilizando H2 seria em torno de 2000 s a 3000 s.

26

Veículos aeroespaciais utilizando estato-reator a combustão supersônica “scramjet”

transportam apenas o combustível, normalmente Hidrogênio (Figura 2), utilizando o próprio

ar atmosférico (Oxigênio) como oxidante, adquirindo a maior parte da energia cinética

necessária para atingir a órbita terrestre durante voo atmosférico.

Em consequência da própria natureza dos estato-reatores (de não possuir partes

móveis), eles são incapazes de produzir empuxo enquanto estão parados. O empuxo estático é

nulo. Deste modo, devem ser acelerados até uma velocidade tal que as ondas de choque

produzidas durante o voo, comprimam ar atmosférico, para serem admitidas na câmara de

combustão. Tal velocidade é designada velocidade inicial de operação e é da ordem de quatro

vezes a velocidade do som, número de Mach 4, considerando “scramjet”.

Na atual fase de demonstração de tecnologia “scramjet” a propulsão sólida e/ou

líquida, em trajetória balística, é a possibilidade de menor custo para ser utilizada como

estágio inicial de lançamento para que a, mínima, velocidade de operação (correspondente a

número de Mach 4) seja atingida, após o que é descartada. Outro método é a combinação de

um veículo aeroespacial propulsionado por “scramjet” acoplado a um motor foguete, onde

ambos estão acoplados a uma aeronave com turbo reator.

2.2- Veículos Hipersônicos Aeroespaciais

O princípio de operação de “scramjet” não tem sido alterado, apreciavelmente, desde o

trabalho pioneiro de Weber e Mackay (1958) da década de 1950, e dos trabalhos científicos

de Ferri (1964, 1968) e de Swithenbank (1966). Weber e Mackay investigaram a possibilidade

de desempenho da combustão dentro de escoamento supersônico como uma maneira de evitar

as limitações de velocidade de voo existentes em ramjet (estato-reator a combustão

subsônica), predecessor do “scramjet”, e que já encontra inúmeras aplicações (FRY, 2004). A

perda de pressão total que ocorre através da onda de choque normal (que desacelera o

escoamento em “ramjet”) faz o uso destes motores impraticáveis em velocidades de voo

hipersônicas.

Importante salientar que existem diversas bibliografias (MURTHY e CURRAN, 1991;

MURTHY e CURRAN, 1996; CURRAN e MURTHY, 2000; CURRAN, 2001; FRY, 2004)

de excelentes relatos sobre o desenvolvimento de “scramjet” em laboratórios assim como de

demonstradores de tecnologia visando voo atmosférico de veículos hipersônicos

propulsionados por “scramjet” em inúmeros Centros de Pesquisas de países como Estados

Unidos da América, Rússia, França, Alemanha, Japão e Austrália.

27

Heiser e Pratt (1994) apresentam, em detalhes, a teoria necessária de projeto de

sistema de propulsão hipersônica aspirada (tecnologia “scramjet”) aplicada a um veículo

hipersônico, incluindo: desempenho de sistema aeroespacial hipersônico, análise de

desempenho de “scramjet”, descrição e análise dos componentes de um sistema de

compressão, descrição e análise dos componentes de um sistema de combustão, descrição e

análise dos componentes de um sistema de expansão.

Veículos aeroespaciais que utilizam tecnologia “waverider” tem desempenho

aerodinâmico superior comparado a outros veículos com concepção de propulsão hipersônica.

Rasmussen e He (1990) e Rasmussen (1994) apresentam a teoria de concepção de um veículo

utilizando a tecnologia “waverider”, que tem como objetivo prover sustentação a um veículo

aeroespacial sem a necessidade de utilização de asas.

2.2.1- Veículo Hipersônico Aeroespacial NASP

Hallion (1998) e Schweikart (1998) realizam uma extensa revisão bibliográfica dos

projetos “scramjet” até o Programa NASP dos Estados Unidos da América. Entre os diversos

projetos em veículos hipersônicos utilizando “scramjet”, salienta-se que na década de 1980,

um ambicioso projeto de uma aeronave hipersônica de um único estágio a ser utilizada para

voo até a órbita terrestre, com diversos sistemas de propulsão aspirada, reutilizável,

denominada por NASP (“National Aero-Space Plane”) foi lançado pelo Presidente Reagan,

dos Estados Unidos, em discurso ao congresso norte americano. O programa foi colocado sob

supervisão do DARPA (“Defense Advance Research Projects Administration”) em meados de

1980. Posteriormente, um consórcio foi formado por agências do governo americano (Força

Aérea, Marinha, DARPA e SDIO/ “Strategic Defense Initiative Organization”) para a

realização do programa NASP. O veículo NASP (Figura 3) de configuração “waverider”

constituía de um único estágio, projetado para decolar de um aeroporto convencional, utilizar

ciclo de sistemas de propulsão aspirada para voo ascendente e aceleração para velocidades

hipersônicas, para alcançar órbita baixa do planeta. A superfície inferior da configuração

“waverider” serviria como uma rampa de compressão para que o ar atmosférico, previamente

comprimido e em velocidade supersônica, fosse canalizado para um motor “scramjet”, ou

seja, câmara onde combustível seria injetado na corrente de ar atmosférico em velocidade

supersônica, com consequente combustão. Em 1993, foi realizado, pelo consórcio, análise de

redução de custo e, principalmente, dos riscos técnicos resultando no término do programa

NASP em 1995. Entretanto, a enorme quantia de pesquisa de motores “scramjet” e “ramjet”

criaram condições de iniciar um projeto menos ambicioso.

28

Figura 3 - NASP (“National Aero-Space Plane”).

Fonte: Web site oficial da Força Aérea Americana (http://www.af.mil, 2011).

Atualmente, dos diversos projetos envolvendo combustão supersônica, três programas,

em desenvolvimento, merecem destaques: Programas X-43 e X-51 nos Estados Unidos da

América e Programa HIFiRE na Austrália.

2.2.2- Veículo Hipersônico Aeroespacial X-43

O Programa X-43 (conhecido como “Hyper-X”) é um programa de pesquisa

(planejado para 6 anos, US $185 milhões), iniciado em 1996 após o término do programa

NASP, a ser realizado em laboratório e em teste em voo atmosférico sob supervisão da

“NASA Dryden Flight Research Center” (responsável pelo voo) e da “NASA Langley

Research Center” (responsável pela pesquisa da tecnologia de combustão supersônica), com o

objetivo de demonstrar a tecnologia de motor à combustão supersônica “scramjet”, propondo

um aumento da capacidade de carga útil para futuros veículos hipersônicos lançadores

espaciais. O Demonstrador Tecnológico X-43, de configuração “waverider” (McCLINTON et

al., 2001) tem 3,66m de comprimento e 1,52m de largura (Figura 4).

Figura 4 - Configuração do veículo X-43.

Fonte: Adaptação de McClinton et al., 2001.

29

Um avião B-52 da “NASA Dryden” (Figura 5) liberou, entre 5800 m e 13100 m de

altitude (Figura 6) o foguete Pegasus o qual alcançou a altitude de aproximadamente 30 km,

onde finalmente, ocorreu a separação do veículo X-43 do foguete Pegasus (Figura 7). Em

seguida o motor “scramjet”, utilizando combustível Hidrogênio (Figura 2) entra em operação

(Figura 8) em voo propulsado na atmosfera terrestre.

Figura 5 - Foguete Pegasus acoplado ao veículo X-43 sob a asa do avião B-52.

Fonte: web site oficial da NASA (http://www.nasa.gov, 2011).

Figura 6 - Trajetória de voo do veículo X-43.


Figura 7 - Separação do veículo X-43 do motor foguete Pegasus.


Figura 8 - Voo atmosférico propulsado por “scramjet” do veículo X-43.


30

Infelizmente, a comunidade científica mundial acompanhou (MOSES et al., 2004), em

junho de 2001, a mais ambiciosa e mal sucedida tentativa realizada pela NASA de

desenvolvimento de um veículo aeroespacial utilizando um sistema de propulsão aspirada, o

X-43A (previsto para voo a Mach 7 por 10 segundos). Aproximadamente 11 s após o foguete

Pegasus ser liberado do avião B-52, este ficou fora de controle e o conjunto Pegasus e X-43A

foram destruídos.

O 2º voo (Figura 9) e o 3º voo (Figura 10) do veículo X-43 foram realizados com

sucesso, em 27 de Março de 2004 e 16 de Novembro de 2004, respectivamente. O 2º

(Marshall et al., 2005 a) e o 3º (Marshall et al., 2005 b) voos do veículo X-43 durou 10s à

velocidade de 2.107 m/s e 3.373 m/s, correspondendo a número de Mach 7 e 9,8,

respectivamente.

Figura 9 - 2º voo atmosférico do veículo X-43, propulsado por “scramjet”.

Fonte: Adaptação de Marshall et al., 2005 a.

Figura 10 - 3º voo atmosférico do veículo X-43, propulsado por “scramjet”.

Fonte: Adaptação de Marshall et al., 2005 b.

O programa X-43 foi descontinuado pela NASA, após cumprimento dos objetivos,

sendo os resultados do veículo X-43 aplicados no veículo aeroespacial X-51.

31

2.2.3- Veículo Hipersônico Aeroespacial X-51

O programa “HyTech”, iniciado em 1990, é um projeto (9 anos) da Força Aérea

Americana ( US $132 milhões), que tem como objetivo desenvolver um motor com

tecnologia de “scramjet” utilizando combustível hidrocarboneto (Figura 2) com aplicação em

mísseis (com número de Mach de 4 a 8), e com possíveis aplicações em propulsão de veículos

de altas velocidades transatmosféricos e de acesso ao espaço. Aparentemente, o programa

“HyTech” foi cancelado ou substituído pelo X-51, o qual incorpora resultados do X-43.

O X-51 (Figura 11) de coordenação do Laboratório da Força Aérea (AFRL) e do

DARPA, extensão do programa “HyTech” do AFRL, é um míssil, de configuração

“waverider”, planejado para realizar demonstração de “scramjet”, propulsionado por

hidrocarboneto JP-7 (HANK et al., 2008).

Figura 11 - Veículo X-51 acelerado por um míssil.


Semelhantemente ao veículo X-43, um avião B-52 libera o X-51, acoplado a um míssil

do Exército, a altitude entre 12 a 15 km (Figura 12). O míssil inicialmente deveria acelerar o

X-51 até velocidade correspondente a número de Mach 4,5. Após a separação estava previsto

para o X-51 voar por aproximadamente 240s, com motor “scramjet” alcançando velocidade

correspondente a número de Mach entre 6 a 6,5.

Figura 12 - Trajetória da missão do veículo X-51.

Fonte: Adaptação de Hank et al., 2008.

32

O 1º X-51 (de quatro voos planejados) voou em 26 de Maio de 2010 (Figura 12) por

aproximadamente 200 s, com o motor “scramjet” operando por cerca de 150 s, a velocidade

correspondente a número de Mach 5.

2.2.4- Motor “scramjet” HyShot

O projeto HyShot (Figura 13) é uma iniciativa da Universidade de Queensland/

Austrália, iniciada em 1980, e teve por objetivo o desenvolvimento de motor “scramjet”,

queimando Hidrogênio (Figura 2) a ser lançado por foguete Terrier-Orion. Em outubro de

2001, o foguete Terrier-Orion (Figura 14) em trajetória balística vertical atingiu apogeu na

altitude de 300 km (Figura 15) e no voo descendente, a cerca de 35 km e Mach 7,6, foi

iniciado o experimento do estato-reator a combustão supersônica, HyShot (Universidade de

Queensland/ Austrália, Centro de Hipersônica, www.uq.edu.au/hypersonics).

O programa HyShot foi descontinuado em 2006 após o teste em voo do 4º HyShot.

Em 2007 foi lançado o projeto HyCAUSE. Todos os testes em voo foram realizados da Base

de Teste em Woomera, no sul da Austrália.

Figura 13 - HyShot montado no foguete Terrier-Orion.

Fonte: Universidade de Queensland, Austrália/Centro de Hipersônica (http://www.uq.edu.au/hypersonics, 2011).

Figura 14 - Voo de reentrada do HyShot acoplado ao foguete Terrier-Orion.

Fonte: Universidade de Queensland, Austrália/Centro de Hipersônica (http://www.uq.edu.au/hypersonics, 2011).

33

Figura 15 - Trajetória do HyShot.

Fonte: Adaptação de Universidade de Queensland, Austrália/Centro de Hipersônica

(http://www.uq.edu.au/hypersonics, 2011).

2.2.5- Veículo Hipersônico Aeroespacial HIFiRE

O HIFiRE (“Hypersonic International Flight Research Experimentation”) é um projeto

(Figura 16), com oito voos atmosféricos planejados, com participação do Laboratório da

Força Aérea Americana (AFRL), do Departamento de Defesa da Austrália (“Defence Science

Technology Organisation/DSTO”), da “NASA Langley Research Center Research”, da

agência espacial DLR alemã; e de parceiros industriais dos USA: Boeing, ATK/GASL,

34

CUBRC, Ascent Labs, e da Austrália: Boeing, BAE Systems; e de universidades dos USA:

Purdue, Universidade de Minnesota, e da Austrália: Universidade de Queensland (BOYCE,

2011) para realização de pesquisa básica em hipersônica, através de experimentação em voo,

fundamentada nos resultados obtidos nos projetos HyShot.

Figura 16 - Projeto HIFiRE.

Fonte: Boyce, 2011.

2.2.6- Veículo Hipersônico Aeroespacial scramspace

Atualmente, a Universidade de Queensland está envolvida no projeto scramspace

(Figura 17), baseado no 3º veículo HIFiRE, o qual tem o objetivo de elevar a Austrália na

liderança em “scramjet”. O scramspace (BOYCE, 2011) oferece confiabilidade, segurança e

economia de acesso ao espaço e é projetado para responder questões técnicas e científicas e

possibilitar um parque tecnológico Australiano. Finalmente, o scramspace faz parte de

consórcio, formado basicamente com o mesmo participantes do consórcio do projeto HIFiRE,

para desenvolver e voar o projeto HIFiRE, utilizando motores foguetes em trajetória balística.

Figura 17 - Projeto preliminar do scramspace.

Fonte: Boyce, 2011.

35

2.3- Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X

Os projetos das concepções das configurações “waverider” e “scramjet” do VHA 14-

X, realizado como dissertação de mestrado de Rolim (2009) e em realização como proposta

de tese de doutorado de Moura (2009) com bolsa financiada pela CAPES (2005),

respectivamente, tem como objetivo, inicial, o estudo experimental de ambas as concepções

no Túnel T3, do Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu.

Os resultados experimentais obtidos com as configurações “waverider” e “scramjet”

fornecem dados necessários para o “Projeto Dimensional para Manufatura do Veículo

Hipersônico Aeroespacial 14-X”, para voo atmosférico, e estão delimitados nas considerações

do Demonstrador Tecnológico do VHA 14-X:

• Ao voo atmosférico, com velocidade correspondente a número de Mach 10 em

altitudes de 30 a 40 km, de um demonstrador tecnológico, de aproximadamente 2 m de

comprimento e 830 mm de envergadura;

• Utilização de motores foguetes do VSB-30, o qual é um foguete de sondagem, bi

estágio (composto pelos estágios S31 e S30), não guiado, estabilizado por empenas,

lançado de trilho, desenvolvido pelo IAE/DCTA;

• Aplicação preliminar de parâmetros da trajetória do foguete de sondagem VSB-30;

• Aplicação de materiais convencionais utilizados nos veículos espaciais brasileiros:

Veículo Lançador de Satélites (VLS), VSB-30 e outros foguetes de sondagem;

• Aplicação de equipamentos embarcados (instrumentação de voo) utilizados nos

veículos espaciais brasileiros: VLS, VSB-30 e outros foguetes de sondagem.

2.3.1- Fundamentação teórica da configuração “waverider”

Veículo aeroespacial com tecnologia “waverider” oriundo de um cone (Figura 18)

obtém sustentação utilizando a onda de choque cônica, formada durante o voo

supersônico/hipersônico na atmosfera terrestre, originada no bordo de ataque e colada no

intradorso do veículo, gerando uma região de alta pressão, resultando em alta sustentação e

mínimo arrasto. O ar atmosférico, pré-comprimido pela onda de choque, que está

compreendida entre a onda de choque cônica e a superfície (intradorso) do veículo pode ser

utilizado em sistema de propulsão hipersônica aspirada baseada na tecnologia “scramjet”

(RASMUSSEN e HE, 1990; RASMUSSEN 1994).

36

Figura 18 - Projeto conceitual de veículo hipersônico “waverider”.

Fonte: Costa, 2011.

2.3.2- Fundamentação teórica da configuração “scramjet”

Veículo aeroespacial com tecnologia “scramjet” (“supersonic combustion ramjet”),

(Figura 19) utiliza um estato-reator (motor aeronáutico aspirado) que não possui partes

móveis e que utiliza ondas de choque, geradas durante o voo hipersônico (de veículos

aeroespaciais), para promover a compressão e a desaceleração do ar atmosférico.

Imediatamente anterior ou na entrada da câmara de combustão, combustível (Figura 2) é

injetado e misturado com Oxigênio existente no ar atmosférico. Como a mistura entra na

câmara de combustão em velocidade supersônica, o processo de combustão se dá em regime

supersônico, denominada de combustão supersônica, consequentemente tecnologia

“scramjet”. O produto da combustão é expelido na região de expansão (HEISER e PRATT,

1994).

Figura 19 - Projeto Conceitual de Veículo Hipersônico com tecnologia “scramjet”.

Fonte: Costa, 2011.

Basicamente, o motor “scramjet” (Figura 19) é composto por uma entrada de ar

supersônica ou seção de compressão, pela seção de combustão ou combustor e a tubeira ou

37

superfície de expansão. A entrada de ar, do veículo, comprime o ar atmosférico (devido ao

estabelecimento da onda de choque) e desacelera o escoamento para velocidade supersônica,

transformando parte da sua energia cinética em pressão, para admissão na câmara de

combustão. A geometria da entrada de ar é responsável para que o ar a ser aspirado pelo

combustor esteja nas condições adequadas para a autoignição da mistura ar-combustível. No

combustor, ao escoamento supersônico é adicionado o combustível (Figura 2). Os produtos da

combustão são acelerados pela tubeira, uma superfície de expansão livre, onde o empuxo é

gerado.

Uma característica importante dos estato-reatores, “ramjet” e “scramjet”, é a de formar

com o veículo que o utiliza um sistema extremamente integrado, onde motor e veículo são

indistinguíveis (Figura 19). Essa forte integração é causada pelo fato de que a parte frontal do

veículo contribui para a compressão do ar atmosférico, enquanto que a parte traseira contribui

para a geração do empuxo. O empuxo líquido produzido é a diferença entre o empuxo gerado

pela expansão dos gases de exaustão da parte posterior e o arrasto total do motor. Estas forças

similares em magnitude poderão produzir empuxo para o voo do veículo ou não dependendo

do balanço destas forças no projeto do motor em questão.

Heiser e Pratt (1994) aplicam terminologia relacionada às seções de compressão

(externa e interna), seção de combustão e seção de expansão (interna e externa) de um

“scramjet” (Figura 20), possibilitando análise do ciclo termodinâmico, consequentemente,

determinando as dimensões das diversas regiões da câmara de combustão (Figura 21).

Figura 20 - Terminologia de um “scramjet”.

Fonte: Adaptação de Heiser e Pratt, 1994.

Salienta-se que a 1ª rampa de compressão (entre os pontos 0 e 1), oriunda no bordo de

ataque (Figura 20), gera uma região de alta pressão contribuindo para a sustentação do veículo

hipersônico. A 2ª rampa de compressão (entre os pontos 1 e 3) gera as condições do

escoamento de ar adequadas (de pressão e temperatura) para a entrada de ar da câmara de

combustão. O combustível (Figura 2) é injetado (entre os pontos 3 e 4) na seção da câmara de

combustão, o qual é misturado com o ar atmosférico em velocidade supersônica e com

38

pressão e temperatura adequadas para ocorrer a ignição da mistura. A 1ª rampa de expansão

(entre os pontos 4 e 9) é necessária para a pré-expansão do escoamento dos produtos da

combustão. A 2ª rampa de expansão (entre os pontos 9 e 10) gera a velocidade adequada para

gerar o empuxo e também, contribui para a sustentação do veículo hipersônico (HEISER e

PRATT, 1994).

O motor “scramjet”, mais simples, consiste de um duto, dotado de uma tomada de ar

com uma seção, anterior, em forma de difusor (Figura 21), onde onda de choque oblíqua

gerada durante o voo hipersônico comprime e desacelera o ar atmosférico, aumentando

pressão e temperatura (HEISER e PRATT, 1994).

Uma região localizada no início da câmara de combustão, muitas vezes denominada

de isolador (Figura 21), tem como função separar a entrada de ar (difusor do combustor),

diminuindo a influência do processo de combustão no processo de compressão promovido

pelo difusor (HEISER e PRATT, 1994).

Após a região do isolador, na seção da câmara de combustão (Figura 21), combustível

(Figura 2) é então injetado e misturado ao ar atmosférico que se encontra em velocidade

supersônica. Após a mistura turbulenta com o Oxigênio do ar em alta temperatura, ocorre a

autoignição da mistura Oxigênio e combustível (Figura 2). O processo de mistura e queima

aumenta a temperatura e pressão do escoamento. Por fim, os produtos da combustão são

expandidos na seção de exaustão (HEISER e PRATT, 1994).

Figura 21 - Construção esquemática de um “scramjet”.

Fonte: Adaptação web site oficial da NASA (http://www.nasa.gov, 2011).

39

3- METODOLOGIA

A estratégia metodológica do projeto dimensional para manufatura do VHA 14-X foi

definida em quatro fases:

a) Concepção, projeto dimensional e investigação experimental no Túnel T3, do modelo

da configuração “waverider” do VHA 14-X, para obtenção da distribuição de pressão ao

longo da superfície do intradorso e fotografias “schlieren” das ondas de choque cônica e

oblíqua relativas ao bordo de ataque de 5.5º e da rampa de compressão da entrada de ar da

câmara de combustão de 20º;

b) Anteprojeto dimensional do demonstrador tecnológico do VHA 14-X, para definição

do projeto dimensional de modelo da configuração “scramjet” para realização de investigação

experimental no Túnel T3;

c) Concepção, projeto dimensional e investigação experimental no Túnel T3, de modelo

da configuração “scramjet” do VHA 14-X, para obtenção da distribuição de pressão ao longo

da câmara de combustão e fotografias “schlieren” das ondas de choque oblíqua, incidente e

refletida, relativa a rampa de compressão da entrada de ar da câmara de combustão de 20º;

d) Projeto dimensional do demonstrador tecnológico do VHA 14-X, para realização de

voo atmosférico a 30 km de altitude com velocidade correspondente a número de Mach 10.

3.1- Configuração “waverider” do VHA 14-X

3.1.1- Concepção da configuração “waverider”

A configuração “waverider” do VHA 14-X (ROLIM, 2009) utiliza a concepção de

configuração “waverider” derivada de escoamento cônico, desenvolvida por Rasmussen e He

(1990), a qual é construída com base em um campo de escoamento hipersônico conhecido

associado a ondas de choques geradas por um corpo cônico (Figura 22), com as seguintes

hipóteses:

• A geometria do extradorso, do VHA 14-X, não provoca o estabelecimento de ondas de

choque, consequentemente, o extradorso está alinhado com o escoamento hipersônico;

• O bordo de ataque, do VHA 14-X, gera onda de choque cônica atada, determinando

uma região de pressão superior à pressão do extradorso (Figura 18),

consequentemente, possibilitando condições de sustentação do VHA 14-X;

• O intradorso é formado pelas linhas de corrente originadas no bordo de ataque, do

VHA 14-X (Figura 18).

40

Número de Mach ( M ), semiângulo do cone-base ( ), comprimento do “waverider”

(Lw), ângulo de azimute ( ) e razão entre distâncias verticais máxima e mínima do dorso ao

centro do cone-base (Ro/Xs) foram os parâmetros analisados por Rolim (2009) (Figura 22),

considerando a maximização de CL/CD (razão de planeio, entre sustentação e arrasto) e

maximização de volume interno, resultando no projeto otimizado da configuração

“waverider”, com semiângulo de cone-base ( ) de 5,5º e comprimento (Lw) de

aproximadamente de 2 m, do VHA 14-X, para voo atmosférico entre 30-50 km, com

velocidade correspondente a número de Mach 10.

A interseção das linhas de corrente definidas por um bordo de fuga arbitrário com o

choque cônico é tomada como o lugar geométrico do bordo de ataque. Uma vez obtida essa

curva, a superfície de compressão (intradorso) é determinada. De maneira simples, o

extradorso tem linhas de corrente paralela ao escoamento livre. Por processo iterativo define-

se a superfície “waverider”, de modo a otimizar parâmetros de eficiência aerodinâmica e

volumétrica, tais como: determinação do alcance do veículo (razão de planeio) e determinação

do volume de carga útil.

Figura 22 - Construção de “waverider” derivada de escoamento cônico.

Fonte: Adaptação de Rolim, 2009.

41

3.1.2- Projeto dimensional da configuração “waverider”

O projeto dimensional da configuração “waverider” foi supervisionado pelo, então 1º

Ten., hoje Cap. Eng. Tiago Cavalcanti Rolim, Pesquisador do EAH-E/IEAv, para realização

da investigação experimental da configuração “waverider” no Túnel de Choque Hipersônico

T3, como parte da Dissertação de Mestrado (2009), pelo ITA/DCTA. Este projeto foi

desenvolvido em conjunto pelo Servidor Marcelo Amorim da Divisão de Suporte Tecnológico

(SUTEC/IEAv) e por este autor (ainda como estudante do Curso Técnico em Mecânica

Industrial pelo CEPHAS/São José dos Campos), utilizando as licenças do software Inventor,

licenças adquiridas pelo projeto FAPESP (2005).

Inicialmente, a superfície externa da configuração “waverider” (Figura 23) foi gerada

através da metodologia desenvolvida por Rolim (2009), descrita resumidamente na seção

3.1.1 deste Trabalho de Graduação.

Figura 23 - Projeto conceitual da superfície externa do “waverider” do VHA 14-X.

Fonte: Adaptação de Rolim, 2009.

A superfície externa da configuração “waverider” (Figura 23) foi exportada para o

software Inventor, onde o dimensionamento da configuração “waverider” foi desenvolvido,

respeitando os critérios de dimensionamento para modelos a serem instalados na seção de

teste (de 0,60 m de diâmetro e 1,40 m de comprimento) do Túnel T3.

Rolim (2009) adicionou à configuração “waverider” uma rampa de compressão de 20º

(Figura 24) para propiciar as condições adequadas de pressão, temperatura e velocidade

supersônica do escoamento de ar atmosférico para obtenção da combustão na câmara de

combustão. Ainda, adicionou uma rampa de expansão de 15º (Figura 24) para que os produtos

42

da combustão possam expandir, aumentando a velocidade do escoamento, gerando o empuxo

necessário para o veículo voar.

Figura 24 - Projeto dimensional da superfície externa do “waverider” do VHA 14-X.

Fonte: Costa, 2011.

Sete (7) transdutores de pressão piezoelétricos, PCB 132A31 e 132A35 foram

distribuídos (Figura 25) e alinhados com a superfície externa (Figura 26) do modelo

“waverider”, com o objetivo de obter a distribuição de pressão na linha de corrente (linha de

simetria longitudinal) central e fora dela para melhor entendimento do escoamento sobre a

superfície do intradorso.

Figura 25 - Localização dos transdutores de pressão no modelo “waverider”.

Fonte: Costa, 2011.

43

Figura 26 - Instalação do transdutor de pressão na superfície externa do modelo.

Fonte: Costa, 2011.

Ainda, foi previsto a instalação de um transdutor de pressão piezoelétrico PCB

112A22 (Figura 27) com o objetivo de medir a pressão do escoamento hipersônico (não

perturbado), através da pressão de estagnação (pressão pitot) na seção de teste (Figura 28) do

Túnel T3.

Figura 27 - Alojamento do transdutor de pressão para medição da pressão, pitot.

Fonte: Costa, 2011.

No projeto do Túnel T3 foram previstas, basicamente, duas possibilidades de fixação

de modelos a serem ensaiados. A primeira é feita através de dispositivo localizado na parte de

trás da seção de teste do Túnel T3 (Figura 28), o qual permite posicionar o modelo

“waverider” a qualquer distância da seção convergente-divergente, inclusive se necessário

colocar parte do modelo interno a seção convergente-divergente. A segunda através das

aberturas na parte inferior e superior localizadas logo após a seção convergente-divergente

(Figura 28), na qual será feita a fixação do modelo “scramjet”.

44

Figura 28 - Posicionamento do modelo “waverider” na seção de teste do Túnel T3.

Fonte: Costa, 2011.

Para fixar o modelo “waverider” ao suporte traseiro do Túnel T3 (Figura 28) foi

necessário projetar um suporte de fixação (Figura 29).

Observe que o suporte de fixação do modelo “waverider” permanece interno a seção

de teste do Túnel T3 (Figura 28), e que existe um sistema de vedação na seção que acopla ao

suporte traseiro de fixação do Túnel T3, pois a seção de teste necessita estar em vácuo durante

o ensaio.

Figura 29 - Suporte de fixação do modelo “waverider”.

Fonte: Costa, 2011.

45

3.2- Anteprojeto dimensional do VHA 14-X

O anteprojeto do VHA 14-X, em escala real, para voo atmosférico está baseado na

concepção da configuração “waverider” (Figura 22), nos resultados das fotografias schlieren

da investigação experimental (ROLIM, 2009) e no comprimento de 2123 mm e envergadura

de 830 mm (Figura 30). Rampas de compressão de 20º e de expansão de 15º, definidas por

Rolim (2009) foram mantidas no anteprojeto do VHA 14-X.

Figura 30 - Anteprojeto dimensional do VHA 14-X.

Fonte: Costa, 2011.

3.3- Configuração “scramjet” do VHA 14-X

3.3.1- Concepção da configuração “scramjet”

Como comentado na seção 2.3.2 a câmara de combustão mais simples consiste em

uma tubulação retangular. Moura (2009) definiu a câmara de combustão como sendo um duto

de 399,10 mm (265,10 mm + 134 mm) de comprimento por 80 mm de largura e 35 mm de

altura. À câmara de combustão foi acoplada na superfície inferior da configuração

“waverider”, entre a rampa de compressão de 20º e a rampa de expansão de 15º, definida pelo

trabalho experimental de Rolim (2009).

Rampa de compressão, com ângulo de 20º e comprimento de 122 mm em relação à

horizontal (Figura 31), foi adicionada à configuração “waverider” Rolim (2009), com o

objetivo de propiciar as condições adequadas ao escoamento de ar atmosférico, comprimido e

desacelerado pela rampa de compressão cônica, de 5,5º, do bordo de ataque.

46

O isolador (início da câmara de combustão) do motor “scramjet” com comprimento de

265,1 mm e altura de 35 mm foram definidas conforme trabalhos numérico de Hyslop (1998)

e experimental de Kasal et al. (2002), respectivamente. Kasal et al. (2002) utilizou um

modelo de estato-reator a combustão supersônica ensaiado em condições semelhantes às que

estão sendo utilizadas no projeto do “scramjet” do VHA 14-X. Os estudos de Hyslop (1998)

simulam numericamente um estato-reator a combustão supersônica com o objetivo de

oferecer empuxo máximo.

Após a seção do isolador foi adicionado o comprimento de 134 mm (KASAL et al.,

2002). O ângulo de 4,5º foi imposto ao comprimento de 134 mm para prevenir o choque

térmico, possibilitando expansão da combustão ainda na câmara de combustão.

Finalmente, rampa de expansão, com ângulo de 15º e comprimento de 428,6 mm em

relação à horizontal (Figura 31), foi adicionada à configuração “waverider” (ROLIM, 2009)

com o objetivo de propiciar as condições adequadas aos produtos da combustão expandir,

acelerando o escoamento e propiciando o empuxo necessário para o veículo aeroespacial.

Figura 31 - Dimensionamento do “scramjet” do VHA 14-X.

Fonte: Adaptação de Moura, 2009.

3.3.2- Projeto dimensional da configuração “scramjet

O projeto dimensional da configuração “scramjet” foi supervisionado por Gabriela

Silva Moura, para realização da investigação experimental da configuração “scramjet” no

Túnel T3, como proposta da Tese de Doutorado (2009), pelo ITA/DCTA. Este projeto foi

desenvolvido em conjunto pelo Servidor Adriano Zanni da Divisão de Suporte Tecnológico

(SUTEC/IEAv) e por este autor (já como estudante em Manufatura de Sistemas Aeronáuticos

pela FATEC/São José dos Campos).

O Túnel T3, de seção de teste do 0,60 m de diâmetro e 1,40 m de comprimento, não

permite a realização da investigação experimental do VHA 14-X, configuração do motor

“scramjet” integrado à configuração “waverider”, de dimensões aproximadas de 2000 mm de

comprimento e 830 mm de envergadura.

47

Salienta-se que o modelo (Figura 32), de uma das três câmaras de combustão do VHA

14-X, foi truncado na rampa de compressão do bordo de ataque de 5,5º, definindo um

comprimento total de 1449,90 m (Figura 33).

Figura 32 - Modelo do “scramjet” do VHA 14-X.

Fonte: Costa, 2011.

Figura 33 - Projeto dimensional do modelo “scramjet” do VHA 14-X.

Fonte: Costa, 2011.

Adicionalmente, colocou-se a rampa de compressão do bordo de ataque de 5,5º na

posição horizontal com o escoamento de forma a não provocar onda de choque oblíqua, na

rampa de compressão de 5,5º, quando na investigação no Túnel T3. Janelas de quartzo foram

adicionadas nas laterais e na parte inferior da câmara de combustão, para possibilitar a

aplicação de técnicas de diagnóstico para o estudo da combustão.

Foi previsto a instalação de dois transdutores de pressão piezoelétricos PCB 112A21

(Figura 27) com o objetivo de medir a pressão do escoamento hipersônico (não perturbado),

através da pressão pitot, semelhantemente, ao que é feito na investigação experimental da

48

configuração “waverider”. Um transdutor de pressão pitot foi posicionado à frente da 1ª

rampa na horizontal, e o segundo transdutor na entrada da rampa de compressão. Ambos os

transdutores foram posicionados fora da influência do escoamento hipersônico, de forma a

não mascarar o escoamento sob o modelo “scramjet”.

Vinte e seis (26) e sete (7) transdutores de pressão piezoelétricos, PCB 112A21 ou

PCB 112A22, foram distribuídos na linha de centro e fora da linha de centro, respectivamente,

na superfície do intradorso e interno à câmara de combustão do modelo “scramjet” (Figura

34). Todos os transdutores foram alojados internos à superfície do modelo (Figura 35),

formando um volume pré-estabelecido pelo fabricante, de forma a não danificar a superfície

medidora do transdutor, semelhantemente aos transdutores de pressão pitot (Figura 27).

Figura 34 - Posicionamento dos transdutores de pressão no modelo “scramjet”.

Fonte: Costa, 2011.

Figura 35 - Alojamento dos transdutores de pressão no modelo “scramjet”.

Fonte: Costa, 2011.

49

O suporte de fixação do modelo “scramjet” (Figura 36) foi projetado para fixação na

abertura inferior da seção de teste do Túnel T3 (Figura 37).

Figura 36 - Suporte de fixação do modelo “scramjet”.

Fonte: Costa, 2011.

Para manter a rampa frontal na horizontal, de forma que não provoque a formação de

onda de choque oblíqua foi feita furação na garra lateral do suporte de fixação (Figura 37), e

um fuso foi projetado para permitir movimentar o modelo “scramjet” na horizontal,

posicionando-o interno à seção divergente-convergente, com correspondente número de Mach

desejado (Figura 36).

Figura 37 - Posicionamento do modelo “scramjet” na seção de teste do Túnel T3.

Fonte: Costa, 2011.

50

3.4- Projeto dimensional do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X

O projeto dimensional da configuração preliminar do VHA 14-X, medindo 2000 mm

de comprimento e 830 mm de envergadura (Figura 38), é baseado nos projetos dimensionais

das configurações “waverider” (Figura 39) e “scramjet” (Figura 39) e nos resultados obtidos

na investigação experimental no Túnel T3, das respectivas configurações (Figuras 24 e 32).

Figura 38 - Projeto dimensional do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X.

Fonte: Costa, 2011.

Figura 39 - Projeto dimensional do “waverider” e do “scramjet” do VHA 14-X.

Fonte: Costa, 2011.

51

4- RESULTADOS E DISCUSSÕES

4.1- Definição do voo atmosférico do VHA 14-X

Com o início do desenvolvimento do projeto dimensional do VHA 14-X, das

configurações “waverider” e “scramjet” e das investigações experimentais e numéricas

relacionadas, a Coordenadoria do projeto VHA 14-X definiu a missão (MINUCCI e TORO,

2011) para a realização do voo atmosférico a altitude de 30 km e velocidade correspondente a

número de Mach 10, com quatro voos atmosféricos (Tabela 1).

Tabela 1 - Plano de Voo Atmosférico do VHA 14-X.

Voo Número de Mach Veículo Acelerador Hipersônico Motor “scramjet”

1º 6 Cativo* Motor S31 e S30 Sem queima de Hidrogênio

2º 6 Livre**

Motor S31 e S30 Sem queima de Hidrogênio

3º 6 Livre Motor S31 e S30 Com queima de Hidrogênio

4º 10 Livre A definir Com queima de Hidrogênio

*Voo cativo (VAH acoplado ao VHA 14-X);

**Voo livre (VAH separado do VHA 14-X).

Fonte: Minucci e Toro, 2011.

Primeiramente, o VAH, (Figura 40), irá acelerar o VHA 14-X para as condições pré-

estabelecidas (Figura 41), de operação do estato-reator a combustão supersônica “scramjet”,

ou seja, posição (altitude, longitude e latitude), velocidade (número de Mach), pressão

dinâmica e ângulo de ataque, a partir do Centro de Lançamento de Alcântara (Figura 42).

Figura 40 - VAH acoplado ao VHA 14-X.


52

Figura 41 - Visão artística do VHA 14-X em trajetória balística.


O Centro de Lançamento de Alcântara, CLA (Figura 42), é uma base de lançamento

de satélites da Agência Espacial Brasileira (AEB), localizado na Latitude 2º 18' S Longitude

44º 22' W, na costa norte do Brasil, próximo da cidade de São Luis (capital do Estado do

Maranhão). O CLA é operado pelo Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial

(DCTA). CLA é a base de lançamento mais próxima do equador, o que proporciona uma

vantagem significativa no lançamento de satélites, um atributo compartilhado apenas pelo

Centro Espacial da Guiana Francesa (utilizado pela França), e oferecendo vantagem sobre a

base de lançamento do Cabo Canaveral (EUA).

Figura 42 - Centro de Lançamento de Alcântara - CLA.


Baseados em pesquisa dos demonstradores de tecnologia “scramjet” dos programas

dos Estados Unidos (veículos X-43 e X-51) e da Austrália (HyShot), o VAH deverá acelerar o

1º VHA 14-X (Tabela 1) até aproximadamente 30 km de altitude alcançando velocidade

aproximada de 1.800 m/s (correspondente a número de Mach 6) (Figura 41). Nesta condição,

deverá ocorrer a separação do motor do 2º Estágio do VAH do VHA 14-X. Em seguida, o

53

estato-reator a combustão supersônica (“scramjet”) entrará em operação, por cerca de 4 s, em

voo ascendente do VHA 14-X. Completada a missão, o VHA 14-X seguirá em voo balístico.

Após o atingir o apogeu o VHA 14-X seguirá em voo descendente até mergulhar no Oceano

Atlântico. O VHA 14-X não será recuperado.

Como mencionado anteriormente, o VHA 14-X requer um VAH, onde a primeira

opção (para os voos atmosféricos a velocidade correspondente a número de Mach 6) será

composto pelos motores foguetes a combustível sólido, S31 e S30, de fabricação do Instituto

de Aeronáutica e Espaço (IAE/DCTA).

Em geral, os foguetes de sondagem são utilizados para missões suborbitais de

exploração do espaço, capazes de transportar experimentos científicos e tecnológicos para a

órbita suborbital. O Brasil (IAE/DCTA) tem veículos operacionais de classe de foguetes de

sondagem, que abastecem boa parte das necessidades do Brasil, com um histórico de

lançamentos bem sucedidos.

4.2- Investigação experimental no Túnel de Choque Hipersônico T3

4.2.1- Túnel de Choque Hipersônico T3

O Túnel de Choque Hipersônico T3 (Figura 43), financiado pela FAPESP (2005) foi

projetado como ferramenta laboratorial de P&D a ser utilizado na pesquisa básica: i) da

tecnologia de propulsão hipersônica aspirada utilizando o conceito de combustão supersônica;

ii) da tecnologia de propulsão hipersônica aspirada utilizando o conceito de radiação

eletromagnética (laser); iii) da aerotermodinâmica de reentrada de veículos espaciais; iv) do

controle do escoamento hipersônico por adição de energia eletromagnética (laser).

Figura 43 - Túnel de Choque Hipersônico T3.

Fonte: Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, 2010.

54

O Túnel T3 (Figura 43) tem seção de teste de 0,60 m. de diâmetro e 1,40 m de

comprimento, inaugurado em Dezembro de 2006.

O Túnel T3 é constituído por um tubo de choque onde um bocal convergente-

divergente é acoplado ao final da seção de baixa pressão (do tubo de choque). Com isto o gás

aquecido e comprimido pela onda de choque incidente (no tubo de choque) é expandido (no

bocal convergente-divergente) para altas velocidades (correspondentes a números de Mach de

6 a 25) e altas temperaturas (correspondentes a entalpias da ordem de 10 MJ/kg), produzindo

escoamento hipersônico na seção de teste do túnel, semelhantes àquelas encontradas durante o

voo de um veículo aeroespacial entrando na atmosfera terrestre em velocidades hipersônicas.

O tempo de teste, estimado na seção de teste, de 2 a 10 milésimos de segundo são suficientes

para o estudo dos fenômenos que ocorrem em sistemas de propulsão hipersônica aspirada

baseada na tecnologia da combustão supersônica (TORO et al., 2005, 2007).

A caracterização do escoamento hipersônico (ROMANELLI PINTO et al., 2011a,

2011b) na seção de teste, do Túnel T3, possibilita estudar a influência da espessura da camada

limite no segmento divergente do bocal convergente-divergente (acoplado ao final da seção

de baixa pressão) (Figura 44), e consequentemente, determinar a dimensão de modelos a

serem ensaiados no Túnel T3. Adicionalmente, possibilita determinar a frente do escoamento

oriundo da seção de alta pressão (gás frio), que contaminará o gás de simulação na seção de

teste e será fator determinante do tempo de teste do túnel.

Figura 44 - Bocal convergente-divergente.

Fonte: Adaptação de Romanelli Pinto et al., 2011a, 2011b.

A caracterização da uniformidade do escoamento na seção de teste é realizada através

da determinação da distribuição da pressão (ROMANELLI PINTO et al., 2011a, 2011b), e,

brevemente, de fluxo de calor na seção transversal, na saída do bocal convergente-divergente,

através de dispositivo “rake” (Figura 45), onde 29 transdutores de pressão (Figura 27) medem

a pressão de estagnação (pitot).

55

Figura 45 - Dispositivo de medição de pressão instalado na seção de teste do Túnel T3.

Fonte: Adaptação de Romanelli Pinto et al., 2011a, 2011b.

Adicionalmente, visualização da qualidade do escoamento é obtida utilizando sistema

“schlieren” de fotografia (Figura 46). Câmera de alta velocidade, Cordin modelo 550,

acoplada a sistema de espelhos ópticos, montados em configuração em “Z”, permite obter a

visualização dinâmica da variação da densidade (massa específica) do escoamento

hipersônico, através do método de fotografia “schlieren”.

Figura 46 - Sistema óptico “schlieren” acoplada a câmera de alta velocidade Cordin 550.


O sistema de aquisição de dados, acoplado aos transdutores de pressão, permite obter

as informações da passagem da onda de choque sobre os transdutores de pressão instalados ao

56

longo do Túnel T3 e sobre os 29 transdutores (Figura 45) instalados no dispositivo “rake”

montado na saída do bocal convergente-divergente (Figura 44).

Os dois primeiros sinais (da esquerda para a direita) são utilizados para medir o tempo

da onda de choque incidente no reservatório de baixa pressão, enquanto o terceiro sinal é

utilizado para medir a pressão de estagnação do escoamento na seção de baixa pressão do

túnel (Figura 47). O quarto sinal (Figura 47) é o sinal típico da medição da pressão (pitot)

obtida pelo transdutores (Figura 45) instalados no dispositivo montado na saída do bocal

convergente-divergente (Figura 44).

Figura 47 - Sinais típicos de pressão para escoamento com número de Mach 10.

Fonte: Romanelli Pinto et al., 2011a, 2011b.

As distribuições de pressão do escoamento de alta entalpia e com número de Mach 7,2

(Figura 48) e com número de Mach 9,2 (Figura 49), respectivamente, mostram que o

escoamento é simétrico, permitindo observar a influência da camada limite e o perfil da

pressão na saída do segmento cônico do bocal convergente-divergente (Figura 44).

Figura 48 - Distribuição da pressão na seção de teste do Túnel T3, Mach 7,2.


57

Figura 49 - Distribuição da pressão na seção de teste do Túnel T3, Mach 9,2.


A fotografia “schlieren” (Figura 50), da interação do escoamento hipersônico com

número de Mach 9.2, permite observar o escoamento simétrico sobre o transdutor de pressão

pitot (Figura 45) e mensurar a distância de 1,04 mm, entre a onda de choque destacada e o

corpo rombudo do medidor de pressão, a qual está de acordo (12%) com a correlação de

Billing (ANDERSON, 2003).

Figura 50 - Fotografia “schlieren” do escoamento com número de Mach 9,2.


4.2.2- Investigação experimental da aerodinâmica da configuração “waverider”

A investigação experimental da aerodinâmica da configuração “waverider” do VHA

14-X no Túnel T3 foi supervisionado pelo Cap. Eng. Tiago Cavalcanti Rolim. A operação do

Túnel T3 foi realizada pela equipe do Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof.

Henry T. Nagamatsu.

O projeto dimensional da configuração “waverider” (Figura 24) possibilitou

confeccionar o modelo, em escala adequada do VHA 14-X, com financiamento da FAPESP

(2005) em aço inox 304, medindo 781,2 mm de comprimento e 327,49 mm de envergadura

58

(Figura 51) para realização da investigação experimental da aerodinâmica da configuração

“waverider” do VHA 14-X, no Túnel T3 (ROLIM, 2009).

Figura 51 - Modelo “waverider” instalado na seção de teste do Túnel T3.

Fonte: Rolim, 2009.

O Túnel T3 (ROLIM, 2009) operou em regimes de Mach 8.9 a 10.0, com número de

Reynolds da ordem de 106

a 107

(m-1

) e número de Knudsen de 0.06 a 0.19, com condições de

estagnação de 2150 K e 2946 psi. A distribuição de pressão sobre o intradorso do modelo foi

medida através de sensores piezelétricos localizados ao longo da linha de centro do modelo e

em alguns pontos fora dela, de modo a se obter informações sobre o escoamento transversal.

Essas medidas foram cruciais para a investigação do escoamento na entrada de ar e na

superfície de expansão (tubeira). Aliadas a esses dados, as análises das fotografias “schlieren”

possibilitam a localização das ondas de choque e um melhor entendimento do comportamento

do escoamento na entrada de ar.

A determinação dos ângulos da onda de choque cônica formada no bordo de ataque

(Figura 52) e da onda de choque oblíqua formada na entrada de ar na câmara de combustão

(Figura 53) da configuração “waverider”, do VHA 14-X, possibilitaram a localização das

propriedades aerotermodinâmicas do escoamento (número de Mach 7,6) e o projeto

dimensional da configuração motor “scramjet”, para investigação experimental da injeção de

combustível Hidrogênio e a combustão supersônica do Hidrogênio com o Oxigênio.

Figura 52 - Fotografia “schlieren” do bordo de ataque do VHA 14-X, Mach 10.

Fonte: Rolim, 2009.

59

Figura 53 - Fotografia “schlieren” da rampa de compressão do VHA 14-X, Mach 7,57.

Fonte: Rolim, 2009.

Análise das fotografias “schlieren” (Figuras 48 e 49) possibilitou medir com precisão

o ângulo da onda de choque cônica de 11° e o ângulo da onda de choque oblíqua de 27°.

4.2.3- Investigação experimental da aerodinâmica da configuração “scramjet”

A investigação experimental da aerodinâmica da configuração “scramjet” do VHA 14-

X no Túnel T3 foi supervisionado pelo colaborador David Romanelli Pinto, com operação do

Túnel T3 realizada pela equipe do Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof.

Henry T. Nagamatsu.

O projeto dimensional do modelo “scramjet” (Figura 33) possibilitou a confecção de

tal modelo, com financiamento do CNPq (2007), em aço inox 304 (Figura 54), com 1449,90

mm de comprimento total, e com dimensões reais, conforme trabalho de Moura (2009) da

câmara de combustão, do motor “scramjet” de voo do VHA 14-X, medindo 399,10 mm

(265,10 mm + 134 mm) de comprimento e 80 mm de largura (Figura 31) foi projetado para a

investigação experimental da aerodinâmica da configuração “scramjet” (MOURA, 2009) e

posteriormente, investigação da combustão supersônica, no Túnel de T3, com financiamento

da FINEP (2008).

Figura 54 - Modelo “scramjet” instalado na seção de teste do Túnel T3.


60

O Túnel T3 operou nas condições semelhantes às condições da rampa de compressão

da investigação do modelo “waverider” (ROLIM, 2009) com número de Mach 7,5 (Figura

53).

A distribuição de pressão sobre o modelo “scramjet” foi medida através de sensores

piezelétricos (Figura 27) localizados ao longo da linha de centro do modelo e em alguns

pontos fora dela, de modo a se obter informações sobre o escoamento transversal. Análise da

fotografia “schlieren” (Figura 55) possibilitou estudar a estrutura da onda de choque oblíqua

(na entrada da câmara de combustão) e o entendimento da influência da onda de choque

refletida e do comportamento do escoamento ao longo da câmara de combustão.

Figura 55 - Fotografia “schlieren” do escoamento Mach 7,5 no modelo “scramjet”.


4.3- Simulação Computacional da Dinâmica do Fluido

4.3.1- Simulação numérica do VHA 14-X

A realização da simulação numérica do escoamento externo e interno, utilizando o

projeto dimensional, do VHA 14-X (Figura 38), em voo atmosférico a 30 km de altitude com

velocidade de voo correspondente a números de Mach 6, 7 e 10, está sendo desenvolvida

através da colaboração entre o Instituto de Estudos Avançados (IEAv/DCTA) e a ONERA

(Laboratório Aeroespacial Francês).

61

4.3.2- Simulação numérica da configuração “scramjet”

A realização da simulação numérica, em 2-D, do escoamento externo e interno,

utilizando o projeto dimensional da configuração “scramjet” (Figura 33) do VHA 14-X está

sendo desenvolvida pela Subdivisão de Simulação Computacional, EAH-C, deste instituto,

através do software computacional “Fluent” que possibilita efetuar simulação computacional

do escoamento supersônico/hipersônico, viscoso considerando gás perfeito e gás real.

Os resultados preliminares dos escoamentos: ao longo do intradorso, na seção interna

da câmara de combustão e ao longo da seção de expansão do “scramjet” foram analisados

considerando a geometria e dimensões da configuração “scramjet” (Figura 33) e nas

condições de voo atmosférico do VHA 14-X (30 km de altitude) e velocidade de voo

correspondente a número de Mach 10.

Entretanto, observa-se que a simulação numérica (EAH-C, 2011) considera

escoamento 2-D, a qual não possibilita simular o escoamento sobre a configuração

“waverider”, geometria oriunda de escoamento cônico, puramente 3-D (Figura 38). A

configuração adotada pela EAH-C utiliza a seção transversal truncada após o bordo de ataque

(Figura 56) até o final da seção de expansão.

Figura 56 - Modelo 2-D utilizado para desenvolvimento de simulação numérica.

Fonte: Adaptação de Subdivisão de Simulação Computacional, 2011.

A simulação numérica (EAH-C, 2011) considera que o escoamento imposto na

rampa de compressão (de 5,5º) pressão e temperatura de 3892 Pa e 339 K, respectivamente.

Estas são condições propiciadas pelo veículo voando a número de Mach 10, na altitude de 30

km, com pressão e temperatura de 1168,9 Pa e 226,65 K. Ainda, considera dimensões da

câmara de combustão de 80 mm de largura e 35 mm de altura (MOURA, 2009).

O número de Mach ao longo da seção transversal (2-D) do VHA 14-X (truncado) é

apresentado pela simulação numérica (EAH-C, 2011) considerando: i) escoamento sem

viscosidade (não viscoso, sem a existência de camada limite) (Figura 57); ii) escoamento com

viscosidade com camada limite laminar (Figura 58); e escoamento com viscosidade com

camada limite turbulenta (Figura 59); com número de Mach 8,2.

A EAH-C(2011), ainda, apresentou não só estudos detalhados do número de Mach,

enfatizando regiões subsônicas que poderiam comprometer a combustão supersônica, mas

62

também análises da pressão, temperatura e massa específica ao longo da seção transversal do

VHA 14-X.

Figura 57 - Simulação do escoamento não viscoso com número de Mach 8,2.

Fonte: Subdivisão de Simulação Computacional, 2011.

Figura 58 - Simulação do escoamento viscoso laminar com número de Mach 8,2.


Figura 59 - Simulação do escoamento viscoso turbulento com número de Mach 8,2.


4.4- Projeto da configuração interna do VHA 14-X

O projeto do layout interno e dimensional segue o conceito desenvolvido (REDIFER

et al., 2008) no projeto do veículo X-43 (Figura 60).

63

Inicialmente, realizou-se a seleção, mínima, de componentes a serem embarcados no

VHA 14-X, visando não somente o tanque de combustível, como também os equipamentos

para monitoramento de voo e do sistema de propulsão e transmissão de dados.

Figura 60 - Layout interno do veículo X-43.

Fonte: Redifer et al., 2008.

4.4.1- Concepção da configuração interna do VHA 14-X

Estudo preliminar (OLIVEIRA NETO et al., 2008) para especificação dos sistemas

principais (Tabela 2) para operação da propulsão hipersônica aspirada a combustão

supersônica “scramjet” e monitoramento das configurações “waverider” e “scramjet” e, ainda,

da transmissão de dados para uma base em terra foram desenvolvidos com o objetivo de

definir o layout interno (Figura 61) e consequentemente, determinação do Centro de

Gravidade (Figura 62) do VHA 14-X. Este estudo foi baseado no projeto do veículo X-43

(REDIFER et al., 2008) (Figura 60).

Figura 61 - Layout interno preliminar do VHA 14-X.

Fonte: Oliveira Neto et al., 2008

64

Figura 62 - Centro de Gravidade do “waverider” preliminar do VHA 14-X.

Fonte: Oliveira Neto et al., 2008.

Tabela 2 - Relação dos sistemas internos principais do VHA 14-X.

Sistemas Peso (kg)

1 Bateria 0,613

2 Unidade de Controle de Energia 0.500

3 Unidade de Gerenciamento de Voo 0,340

4 Sistema de Aquisição de Dados 0,164

5 Tanque de Hidrogênio 14,000

6 Tanque de Água – Sistema de Arrefecimento 0,800

7 Tanque de Silano – Sistema de Ignição 2,200

8 Tanque de Nitrogênio – Sistema de Pressurização 2,200

9 Atuadores 6,000

10 Unidade de Controle dos Atuadores 0,280

11 Bomba do Sistema de Arrefecimento 1,000

12 Eletroválvula dos Sistemas de Ignição e Pressurização 0,078

13 Sistema de Telemetria e Controle (Data link) 0,300

14 Transponder

15 Sistema de Posicionamento Global (GPS) 0,014

Fonte: Oliveira Neto et al., 2008.

65

4.4.2- Dimensionamento da configuração interna do VHA 14-X

Baseado no volume interno (Figura 63), da configuração “waverider”, disponível para

a instalação dos sistemas principais (OLIVEIRA NETO et al., 2008), definiu-se o

posicionamento e dimensionamento das longarinas longitudinais e nervuras transversais.

Figura 63 - Projeto dimensional preliminar interno do VHA 14-X.

Fonte: Costa, 2011.

4.5- Seleção preliminar de materiais para o VHA 14-X

4.5.1- Seleção de materiais para a estrutura interna da configuração “waverider”

O veículo X-43 (Figura 64) utiliza aço especial 4140 para as longarinas e aço inox 304

nas nervuras (HARSHA et al., 2005). Observa-se que o aço 4140 é utilizado na estrutura do

motor do foguete VSB-30 (HEITKOETTER, 2009). A Coordenadoria do Projeto 14-X

decidiu utilizar os materiais, aço especial 4140 e aço inox 304 (Figura 67) para a estrutura das

longarinas e nervuras do VHA 14-X, identicamente ao veículo X-43.

4.5.2- Seleção de materiais para o motor “scramjet”

Os motores “scramjet” dos veículos X-43 (Figura 65) e X-51 (Figura 66) são

confeccionados em liga de cobre Glidecop Al 60 (HARSHA et al., 2005) e Inconel (HANK et

al., 2008), respectivamente.

66

Figura 64 - Materiais utilizados no veículo X-43.

Fonte: Adaptação de Harsha et al., 2005.

Figura 65 - Material do motor “scramjet” do veículo X-43.

Fonte: Adaptação de Harsha et al., 2005.

Figura 66 - Material do motor “scramjet” do veículo X-51.

Fonte: Adaptação de Hank et al., 2008.

67

Realizando levantamento das propriedades do cobre e do Inconel (site “MatWeb

Material Property Data”, www.matweb.com) observou-se que a liga Inconel tem melhores

propriedades que o Cobre, portanto, realizou-se estudo sobre seleção das ligas de Inconel

(COSTA et al., 2011a).

A empresa Alloywire International (www.alloywire.com) apresenta uma elevada gama

de ligas Inconel (ligas a base de Níquel). Dentre as diversas opções estudaram-se as ligas:

Nimonic 90, Waspaloy, X-750 e 718, que se destacam pelo amplo emprego na indústria

aeroespacial norte-americana.

A matriz de decisão (Tabela 3), a qual contém os materiais candidatos, apresenta um

comparativo de requisitos baseado nas propriedades mecânicas a altas temperaturas e

resistência a corrosão e oxidação entre as diversas ligas Inconel. Ainda, a matriz de decisão

também leva em consideração as propriedades térmicas e mecânicas.

Todos os materiais em questão são endurecidos por precipitação e tem boas

propriedades mecânicas a elevadas temperaturas. Porém, somente os materiais X-750 e 718

atendem a todos os requisitos estabelecidos (Tabela 3).

Em projeto de veículos que trafegam na atmosfera é imprescindível ter o menor peso,

consequentemente, menor massa específica, portanto, considerando este requisito selecionou-

se, preliminarmente o material Inconel 718 (Tabela 3) para o motor “scramjet” do VHA 14-X.

Entretanto, a estrutura do motor “scramjet” opera, também, como elemento estrutural,

necessitando ter capacidade de suportar as cargas aerodinâmicas durante o voo atmosférico,

consequentemente, quanto maior a tensão de escoamento e módulo de rigidez melhor será o

comportamento do elemento em operação, portanto, o material Inconel 718 tem vantagem em

relação ao Inconel X-750 (Tabela 3).

Ainda, o material Inconel 718 tem menor difusividade térmica (pc

k

) em relação ao

X-750 (Tabela 3), o qual possibilita ter maior resistência ao aquecimento aerodinâmico do

VHA 14-X, quando da passagem do mesmo na atmosfera terrestre. Adicionalmente, no

ambiente interno do motor “scramjet” ocorrerá a combustão do Oxigênio e Hidrogênio,

gerando altas temperaturas definindo que o material Inconel 718 melhores propriedades

térmicas.

Com base nas informações apresentadas optou-se pela utilização da superliga 718 que

apresenta características mais atrativas em relação ao X-750. Ainda, considerando que a

superliga 718 empregada no X-43A em elementos de fixação, como parafusos de alta

68

resistência a altas temperaturas, e a existência no mercado nacional (Brasil) selecionou-se a

liga 718 (Figura 67) como sendo apropriada para o uso no motor “scramjet” do VHA 14-X.

Tabela 3 - Matriz de decisão com base nos requisitos e nas propriedades das superligas.

Ligas Nimonic 90 Waspaloy X-750 718

Requisitos das ligas

Boas propriedades mecânicas a

temperaturas Elevadas

Sim Sim Sim Sim

Resistente à corrosão a

temperaturas ambiente

Não Não Sim Sim

Resistente à corrosão e boas

propriedades mecânicas a

temperaturas elevadas

Não Não Sim Sim

Resistente à oxidação Sim Não Sim Sim

Endurecível por precipitação Sim Sim Sim Sim

Propriedades

Densidade [g/cm³] 8,28 8,19

Ponto de fusão [ºC] 1430 1336

Condutividade térmica [W/m-K] 12,00 11,40

Calor específico [J/gºC] 0,431 0,435

Difusividade térmica [m²/s] 3,36x10-6

3,196x10-6

Coeficiente de expansão térmica

[ m/m °C]

12,6

(20-100°C)

13,0

(20-100°C)

Tensão de escoamento [MPa] 760

(550°C)

980

(650°C)

Módulo de rigidez [kN/mm²] 75,8 77,2

Módulo de elasticidade [kN/mm²] *218.0

**212.4

***213.7

204,9

*Têmpera de mola + Envelhecimento

**Têmpera de mola + Tratamento térmico de 3 partes

*** Têmpera de mola n° 1 + Envelhecimento

Fonte: Adaptação de Alloywire International (http://www.alloywire.com, 2011).

69

4.5.3- Seleção de material de proteção térmica do VHA 14-X

O compósito carbono reforçado com fibras de carbono (CRFC), em geral conhecido

como carbono-carbono (CALLISTER e WILLIAM, 2008), foi selecionado como proteção

térmica do extradorso e intradorso do VHA 14-X (Figura 67), em função da aplicabilidade em

alguns componentes dos foguetes em desenvolvimento no IAE/DCTA.

Adicionalmente, o CRFC é um dos materiais de engenharia mais avançados, com

excelentes propriedades como módulos e limites de resistência à tração, que são mantidos até

temperaturas acima de 2000°C, com resistência à fluência e valores relativamente altos da

tenacidade à fratura. Adicionalmente, os compósitos carbono-carbono possuem baixos

coeficientes de expansão térmica e condutividades térmicas relativamente altas; características

estas somadas às altas resistências, dão origem a uma suscetibilidade relativamente baixa a

choques térmicos. A principal desvantagem do material CRFC é uma propensão à oxidação

em altas temperaturas. Finalmente, estes materiais são empregados em tubeiras de motores

foguetes, como escudos térmicos para reentrada na atmosfera de veículos espaciais, em

componentes para turbinas de motores avançados, como materiais de atrito em aeronaves e,

ainda, em automóveis de alto desempenho e para moldes em processos de prensagem a quente

(CALLISTER e WILLIAM, 2008).

Para a região frontal do VHA 14-X (Figura 67), especificamente o bordo de ataque, foi

selecionado a liga de tungstênio Densalloy SD180, utilizada no veículo X-43A (Figura 64),

que têm inúmeras aplicações, destacando-se em projéteis penetrantes, onde a dureza e elevada

densidade são vantagens atrativas, principalmente, na possibilidade de balancear o centro de

gravidade (C.G.) do VHA 14-X.

Figura 67 - Especificação preliminar de materiais para o VHA 14-X.

Fonte: Costa, 2011.

70

5- CONCLUSÕES

O empreendedorismo de diversos centros de pesquisa no desenvolvimento de

avançados sistemas de propulsão hipersônica aspirada utilizando o conceito de combustão

supersônica “scramjet” com o intuito de substituir os atuais, e convencionais, sistemas de

propulsão baseada em combustão química (propulsão sólida e/ou líquida) motivaram o

Instituto de Estudos Avançados, IEAv, na Pesquisa e Desenvolvimento (P&D) de um

demonstrador tecnológico, denominado Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, VHA 14-X.

O Demonstrador Tecnológico VHA 14-X que envolve as tecnologias “waverider” e

“scramjet”, projetado para realizar voo atmosférico a 30 km de altitude com velocidade de

cruzeiro correspondente a número de Mach 10, está em desenvolvimento no Laboratório de

Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, do IEAv, e é parte do esforço

continuado do Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA), de desenvolver

um demonstrador de tecnologia, visando exploração aeroespacial com decolagem em aero–

espaço-portos de aeronaves/veículos aeroespaciais.

Modelos dimensionais “waverider” e “scramjet” foram desenvolvidos para realizarem

investigação experimental no Túnel de Choque Hipersônico T3, do Laboratório de

Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof Henry T. Nagamatsu, para fornecer dados necessários

ao projeto do VHA 14-X, visando voo atmosférico de demostrador tecnológico a 30 km de

altitude e velocidade correspondente a número de Mach 10.

Adicionalmente, os resultados obtidos na investigação experimental possibilitam

iniciar simulação numérica tanto do motor “scramjet” quanto do VHA 14-X.

Ainda, a configuração preliminar interna do VHA 14-X (desenvolvida para acomodar

os componentes do sistema de propulsão e para acomodar o sistema embarcado necessário

para monitoramento da trajetória, da aerodinâmica interna e externa do veículo e do sistema

de propulsão baseada em “scramjet”) e a especificação preliminar dos materiais para a

estrutura interna e para o sistema de proteção térmica permite desenvolver análise estrutural e

térmica do VHA 14-X, visando suportar as cargas aerodinâmicas e térmicas durante o voo

atmosférico do VHA 14-X, acelerado pelo Veículo Acelerador Hipersônico baseado em

motores foguetes a propelente sólido.

Finalmente, a realização prevista do voo atmosférico do VHA 14-X permitirá ao

Brasil participar do seleto grupo de países envolvidos na Pesquisa e Desenvolvimento desta

nova geração de veículos aeroespaciais, o qual é indicativo por diversos centros de pesquisa

que este será o caminho eficiente de acesso ao espaço em um futuro não muito distante.

71

6- TRABALHOS FUTUROS

A seguir apresentam-se algumas das atividades necessárias e sequenciais após a

definição do projeto geométrico e dimensional do VHA 14-X, incluindo a definição da

configuração interna do veículo, visando os equipamentos a serem embarcados compostos

pelos componentes do sistema de propulsão e pelos componentes para telemetria e

instrumentação para monitoramento da aerodinâmica e combustão supersônica proporcionada

pelo motor “scramjet” e definição dos materiais estruturais e de proteção térmica, visando as

cargas aerodinâmicas e térmicas proporcionadas pela passagem do VHA 14-X pela atmosfera

terrestre, atividades estas em andamento por (CAMILLO et al., 2011) e (ASSUNÇÃO e

TORO, 2011), respectivamente.

6.1- Estimativa do aquecimento aerodinâmico do VHA 14-X

Onda de choque cônica, atada no bordo de ataque cônico, semelhante ao VHA 14-X

(Figura 1), é estabelecida (Figura 18), determinando a aerodinâmica (Figura 68) no intradorso

do veículo (ASSUNÇÃO e TORO, 2011), calculadas pelas equações de onda de choque

cônica (ANDERSON, 2003).

A investigação experimental da configuração “waverider” (ROLIM, 2009) fornece as

condições do escoamento não perturbado considerando número de Mach 10, porém em

atmosfera correspondete a pressão de 304 Pa e temperatura de 121 K, diferente das condições

de voo atmosférico a 30 km de altitude, onde a pressão e temperatura são de 1171,8 Pa e

226,65 K, respectivamente. Entretanto, possibilita determinar as condições da aerodinâmica

(Figura 69) da configuração “scramjet” (MOURA, 2009 e BEZERRA, 2010) e

consequentemente, possibilita determinar a metodologia de estimativa do aquecimento

aerodinâmico (ASSUNÇÃO e TORO, 2011).

Figura 68 - Desenho esquemático para cálculo da aerodinâmica do VHA 14-X.

Fonte: Assunção e Toro, 2011.

72

Ressalta-se que a diferença entre os valores encontrados por Moura (2009) e Bezerra

(2010) consideram ondas de choques cônica (análise 3D) e oblíqua (análise 2D),

respectivamente.

Figura 69 - Cálculos aerodinâmicos do VHA 14-X.

Fonte: Bezerra, 2010.

Ainda, observa-se que o extradorso está alinhado com o escoamento quando da

passagem do veículo na atmosfera, consequentemente, o VHA 14-X não provoca o

estabelecimento de ondas de choque no extradorso.

6.2- Análise estrutural e térmica do VHA 14-X

Metodologia para realizar a análise estrutural e térmica do VHA 14-X, utilizando o

software ANSYS – Workbench, adquirido pelo projeto junto à AEB, e está em andamento

(CAMILLO et al., 2011), considerando o projeto dimensional (Figura 38), incluindo: i) o

dimensionamento das longarinas e das nervuras (layout interno) e sistema de proteção térmica

(Figura 63); ii) os materiais selecionados preliminarmente (Figura 67); iii) o posicionamento,

o volume e o peso dos equipamentos embarcados; iv) a estimativa do aquecimento

aerodinâmico (ASSUNÇÃO e TORO, 2011); e v) as cargas aerodinâmicas devido à pressão

dinâmica (GARCIA, 2010). Adicionalmente, deverá ser determinado o peso e o centro de

gravidade do VHA 14-X através do software Inventor.

73

Inicialmente, análise estrutural (COSTA et al., 2011b) considerando a configuração

“waverider” sólido (Figura 70), como o modelo para investigação experimental (ROLIM,

2009), foi desenvolvida visando apenas o entendimento da aplicação do software ANSYS –

Workbench.

Figura 70 - Carga aerodinâmica do “waverider” do VHA 14-X.

Fonte: Costa et al., 2011b.

6.3- Projeto do acoplamento do VAH e VHA 14-X

O VAH (Figura 40) composto pelos motores foguetes com combustível sólido (S31 e

S30) irá acelerar o VHA 14-X (Figura 1) para as condições pré-estabelecidas (Figura 41) de

operação do “scramjet”, ou seja, posição (altitude, longitude e latitude), velocidade (número

de Mach), pressão dinâmica e ângulo de ataque, a partir do Centro de Lançamento de

Alcântara. Entretanto, o VHA 14-X irá voar acoplado ao VAH, o qual deverá permitir a

passagem do escoamento de ar durante o voo até atingir a altitude pré-estabelecida.

Porto et al. (2011) está desenvolvendo metodologia para projeto do acoplamento

(Figura 71) do VAH (Figura 40) e o VHA 14-X (Figura 1).

Conceitualmente, o adaptador (Figura 71) é composto por três segmentos (Figura 72).

Figura 71 - Adaptador acoplado ao 2º estágio (motor S30) do VAH ao VHA 14-X.


74

O segmento frontal (Figura 72) é projetado para envolver a região traseira (superior e

inferior) do VHA 14-X, enquanto o segmento posterior (Figura 72) acopla com a superfície

externa do 2º estágio do VAH e tem o formato de um defletor de chama. Finalmente, o

segmento intermediário (Figura 72) consiste no canal principal do defletor de chama,

permitindo a exaustão, para a atmosfera, dos produtos da combustão do gás Hidrogênio e o

gás Oxigênio (originário do ar atmosférico).

Figura 72 - Vista dos segmentos do adaptador do VAH ao VHA 14-X.


6.4- Definição da trajetória do conjunto VAH e VHA 14-X

Considerando que o VAH (Figura 40) irá acelerar o VHA 14-X (Figura 1)

instrumentado com os equipamentos embarcados e projetado para suportar o aquecimento

aerodinâmico (ASSUNÇÃO e TORO, 2011) e a pressão dinâmica (GARCIA, 2010) durante o

voo atmosférico até atingir a altitude de 30 km e velocidade correspondente a número de

Mach 10 (Figura 41) será possível determinar a trajetória final do VHA 14-X para o 1º voo

atmosférico (Tabela 1).

75

7- REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS

AEB. Análise Estrutural e Configuração Interna do Veículo Hipersônico 14-X. Processo

2009. Coordenador: Tiago Cavalcanti Rolim.

ANDERSON JR., J. D. Modern Compressible Flow, with Historical Perspective. 3ª ed.

McGraw-Hill, 2003.

ASSUNÇÃO, T. L., TORO, P.G.P. Cálculo Preliminar do Aquecimento Aerodinâmico do

Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X. Relatório Interno de Atividades do IEAv, 2011. À

publicar.

BEZERRA, M.A.B. Metodologia de Cálculo da Aerodinâmica do Veículo Hipersônico

Aeroespacial 14-X. . Relatório Interno de Atividades do IEAv, 2011. À publicar.

BOYCE, R. Australia National Report 2011. In: 17th AIAA International Space Planes and

Hypersonic Systems and Technologies Conference, 2011 (Palestra/Plenário), San Francisco,

California, EUA. Anais… 2011. 33f.

CALLISTER, Jr. e WILLIAM, D. Ciência e Engenharia de Materiais: Uma Introdução.

7ed., São Paulo: LTC, 2008.

CAMILLO, G. P.; COSTA, F.J.; TORO, P.G.P.; FOLLADOR, R.C.; ASSUNÇÃO, T. L.

Análise Estrutural e Térmica do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X. Relatório Interno de

Atividades do IEAv, 2011. À publicar.

CAPES. Capacitação de Recursos Humanos para Desenvolvimento de Estato-Reator a

Combustão Supersônica. Processo 945/2005 Projeto nº 8. Coordenador: Paulo Gilberto de

Paula Toro.

COSTA, F.J.; CAMILLO, G. P.; TORO, P.G.P.; FOLLADOR, R.C. Seleção Preliminar de

Materiais para o Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X. Relatório Interno de Atividades do

IEAv, 2011a. À publicar.

COSTA, F.J.; ROMANELLI PINTO, D; MARCOS, T.V.C.; MINUCCI, M.A.S.; TORO,

P.G.P. External and Internal Configurations of the 14-X Hypersonic Aerospace Vehicle,

Proceedings of the 28th

International Symposium on Shock Waves, July 17-22, 2011b,

Manchester, UK.

CURRAN, E.T. Scramjet Engines: The First Forty Years. Journal of Propulsion and Power.

Vol. 17, n. 6, p. 1138-1148. Nov. - Dez. 2001.

CURRAN, E.T. e MURTHY, S.N.B. Scramjet Propulsion. Progress in Astronautics and

Aeronautics, Vol. 189.EUA: AIAA, 2000.

CNPq. Estudo e Especificação de Foguete de Sondagem para Voo Atmosférico do

Demonstrador de Tecnologia da Combustão Supersônica. Processo 471345/2007-5.

Coordenador: Paulo Gilberto de Paula Toro.

EAH-C. Simulação Numérica do motor scramjet do VHA 14-X. Relatório Interno. Instituto

de Estudos Avançados (IEAv/DCTA). São José dos Campos. 2011.

FAPESP. Investigação Experimental Preliminar em Combustão Supersônica. Projeto Regular

de Pesquisa, processo no 2004/00525-7. Coordenador: Paulo Gilberto de Paula Toro. Março

2005.

76

FINEP. Demonstrador Tecnológico de Estato-Reator a Combustão Supersônica.Convênio:

01.08.0365.00. Coordenador: Paulo Gilberto de Paula Toro.

FERRI, A. Review of Problems in Application of Supersonic Combustion. Journal of the

Royal Aeronautical Society. Vol. 68, n. 645, p. 575–597, 1964.

FERRI, A. Review of Scramjet Propulsion Technology. Journal of Aircraft. Vol. 5, p. 3–10,

1968.

FRY, R.S. A Century of Ramjet Propulsion Technology Evolution. Journal of Propulsion

and Power. Vol. 20, n. 1, p. 27-58. Jan.-Feb. 2004.

GARCIA, A. Preliminary Pre-Flight Report VSB30 VO7 - Maracati II. Relatório Interno.

Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE/DCTA). São José dos Campos. 2010.

HALLION, R.P. The Hypersonic Revolution. Case Studies in the History of Hypersonic

Technology. Vol. II. From Scramjet to the National Space-Plane (1964-1986). EUA. Air

Force History and Museums Program. 1998.

HANK, J.M., MURPHY, J.S. e MUTZMAN, R.C. The X-51A Scramjet Engine Flight

Demonstration Program. In: 15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems

and Technologies Conference, 2008 (AIAA 2008-2540), Dayton, Ohio, EUA. Anais… 2008.

13f.

HARSHA, P. T., KEEL, L. C., CASTROGIOVANNI, E. A. e SHERRILL, R. T. X-43A

Vehicle Design and Manufacture. In: AIAA/CIRA 13th International Space Planes and

Hypersonic Systems and Technologies Conference, 2005 (AIAA 2005-3334), Capua, Italia.

Anais… 2005. 9f.

HEISER, H.W. e PRATT, D. T (com DALEY, D.H. e MEHTA, U.B.). Hypersonic

Airbreathing Propulsion. Education Series. EUA. AIAA. 1994.

HYSLOP, P. CFD modeling of supersonic combustion in a scramjet engine. 1998. Tese

(Doutorado em Engenharia Aeronáutica) – The Australian National University, 1998.

IEAv. Plano de Desenvolvimento Institucional do IEAv. 2011.

KASAL, P, GERLINGER, P., WALTHER, R., WOLFERSDORF, J. VON e WEIGAND, B.

Supersonic Combustion: Fundamental Investigations of Aerothermodynamic Key Problems.

AIAA-2002-5119, 2002.

MARSHALL, L.A., CORPENING, G.P. e SHERRILL, R. A. Chief Engineer's View of the

NASA X-43A Scramjet Flight Test. In: AIAA/CIRA 13th International Space Planes and

Hypersonic Systems and Technologies Conference, 2005 (AIAA 2005-3332), Capua, Italia.

Anais… 2005.20f.

MARSHALL, L.A., BAHM, C., CORPENING, G.P. e SHERRILL, R. Overview With

Results and Lessons Learned of the X-43A Mach 10 Flight. In: AIAA/CIRA 13th

International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 2005

(AIAA 2005-3336), Capua, Italia. Anais… 2005. 23f.

MINUCCI, M.A.S. e TORO, P. G. P. O Brasil e o Futuro do Acesso ao Espaço. Cap. 8 do

Livro Espaço Exterior Ciência, Tecnologia, Ambiente e Sociedade. Editores: Maria Filomena

Fontes Ricco, Pedro Paulo A. Funari e Aline Vieira de Carvalho. Habilis, 2011.

KETSDEVER, A.D., YOUNG. M.P., MOSSMAN, J.B. e PANCOTTI, A.P. An Overview of

Advanced Concepts for Space Access. In: 44th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion

Conference & Exhibit, 2008(AIAA 2008-5121), Hartford, Connecticut, EUA. Anais… 2008.

27f.

77

McCLINTON, C.R., RAUSCH, D., SITZ, J. e REUKAUF, P. Hyper-X Program Status. In:

AIAA/NAL-NASDA-ISAS 10th International Space Planes and Hypersonic Systems and

Technologies Conference, 2001 (AIAA 2001-1910), Kyoto, Japan. Anais… 2001. 12f.

MINISTÉRIO DA DEFESA/MINISTÉRIO DA CIÊNCIA E TECNOLOGIA. Concepção

Estratégica-Ciência, Tecnologia e Inovação de Interesse da Defesa Nacional. Brasília:

2003.

MOSES, P.L., RAUSCH, V.L., NGUYEN, L.T. e HILL, J.R. NASA hypersonic flight

demonstrators – overview, status, and future plans. ACTA Astronautica, Vol. 55, p. 619-

630, 2004.

MOURA, G. S. Desenvolvimento de um Estato-Reator a Combustão Supersônica. 2011.

25f. Proposta de Tese (Doutorado em Ciência, Engenharia Mecânica e Aeronáutica) –

Instituto Tecnológico de Aeronáutica, São José dos Campos, 2009.

MURTHY, S.N.B. e CURRAN, E.T. High-Speed Flight Propulsion System. Progress in

Astronautics and Aeronautics, vol. 137. EUA: AIAA, 1991.

MURTHY, S.N.B. e CURRAN, E.T. Developing in High-Speed Vehicle Propulsion

System. Progress in Astronautics and Aeronautics, vol. 165. EUA: AIAA, 1996.

OLIVEIRA NETO, S. A.; ROLIM, T. C.; ACOSTA, L.O. Determinação da Configuração

Interna e Estimativa de CG do Veículo Hipersônico Experimental 14-X. 2008. 6f.

Trabalho (Graduação em Engenharia Aeroespacial) – Universidade do Vale do Paraíba

(UNIVAP), São José dos Campos, 2008.

PORTO, B.F., Toro, P.G.P.; FOLLADOR, R.C.; CAMILLO, G.P.; COSTA, F.J.;

CARDOSO, R.L. Projeto do Acoplamento do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X,

Relatório Interno de Atividades do IEAv, 2011. À publicar.

RASMUSSEN, M. L. e HE, X. Analysis of Cone-Derived Waveriders by Hypersonic Small-

Disturbance Theory. In: First International Hypersonic Waverider Symposium, 1990, College

Park, Maryland, EUA. Anais… 1990. 12 f.

RASMUSSEN, M. L. Hypersonic Flow. Wiley-Interscience. EUA, 1994.

ROLIM, T. C. Experimental Analysis of a Hypersonic Waverider. 2009. 120 f. Tese

(Mestrado em Ciência, Engenharia Mecânica e Aeronáutica) - Instituto Tecnológico de

Aeronáutica, São José dos Campos, 2009.

ROMANELLI PINTO, D., MARCOS, T. V. C., GALVÃO, V. A. B., OLIVEIRA, A. C.

CHANES JUNIOR, J. B., MINUCCI, M. A. S., TORO, P. G. P., “Flow Characterization of

the T3 Hypersonic Shock Tunnel”, Proceedings of the 28th

International Symposium on

Shock Waves, July 17-22, 2011a, Manchester, UK.

ROMANELLI PINTO, D., MARCOS, T. V. C., TORO, P. G. P., MINUCCI, M. A. S.,

OLIVEIRA, A. C. e CHANES JUNIOR, J. B, “The IEAv T3 Hypersonic Shock Tunnel

Applied to the Brazilian 14-X Hypersonic Aerospace Vehicle”, Proceedings of the 21st

Brazilian Congress of Mechanical Engineering, COBEM 2011, October 24-28, 2011b, Natal-

RN, Brazil.

SCHWEIKART, L. The Hypersonic Revolution. Case Studies in the History of

Hypersonic Technology. Vol. III. The Quest for the Orbital Jet: The National Space-

Plane Program (1983-1995). EUA. Air Force History and Museums Program. 1998.

SWITHENBANK, J. Hypersonic Air-Breathing Propulsion. Progresses in Aeronautical

Sciences, Vol. 8, p. 229–294, 1966.

78

TORO, P. G. P., MINUCCI, M. A. S., CHANES JR., J. B., PEREIRA, A. L. e

NAGAMATSU, H. T. 2005, “Development of a New Hypersonic Shock Tunnel Facility to

Investigate basic Supersonic Combustion and basic Electromagnetic Energy Addition for

Flow Control”. 4th

International Symposium on Beamed Energy Propulsion, Japan.

TORO, P. G. P., MINUCCI, M. A. S., CHANES JR., J. B., OLIVEITRA, A.C., GOMES, F.

A. A., MYRABO, L. N., e NAGAMATSU, H. T. (in Memoriam), 2007, “New Hypersonic

Shock Tunnel at the Laboratory of Aerothermodynamics and Hypersonic Prof. Henry T.

Nagamatsu”, 4th

International Symposium on Beamed Energy Propulsion, Hawaii.

WEBER, R. J. e MACKAY, J. An Analysis of Ramjet Engines Using Supersonic

Combustion. NACA TN 4386, 1958.

79

8- ANEXOS

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