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INPE-11434-TDI/954
EMPREGO DO QUEIMADOR T (“T-BURNER”) PARA A PESQUISA DE INSTABILIDADES DE COMBUSTÃO EM
PROPELENTES SÓLIDOS
Tales Eduardo Areco Villela
Dissertação de Mestrado do Curso de Pós-Graduação em Engenharia e Tecnologia Espaciais/Combustão e Propulsão, orientada pelo Dr. José Gobbo Ferreira, aprovada em
27 de setembro de 2002.
INPE São José dos Campos
2004
541.126 : 662.313.1 VILLELA, T. E. A. Emprego do queimador em T (“T-Burner”) para a pesquisa de instabilidades de combustão em propelentes sólidos / T. E. A. Villela. – São José dos Campos: INPE, 2002. 95p. – (INPE-11434-TDI/954). 1.Instabilidade de combustão. 2.Propelentes sólidos. 4.Queimador em T. 5.Propulsão. 6.Propelentes. I.Título.
Da natureza de nossos pensamentos depende a fortaleza de nosso corpo, o vigor de nossa inteligência, o êxito de nossos negócios.
(R.W.Trine)
À Ana Paula pela paciência e carinho nos momentos mais cruciais.
AGRADECIMENTOS
À Industria de Material Bélico do Brasil (IMBEL), especialmente à sua filial Nr 1, Fábrica
Presidente Vargas (FPV), pela possibilidade de realizar o curso de Mestrado, bem como por
disponibilizar meios materiais necessários a sua efetiva conclusão.
Ao Gen Bda R1 Benedito Lajoia Garcia, pela autorização, estímulo e apoio prestado.
Ao Cel R1 Paulo Roberto Xavier, pelos conselhos e conhecimentos transmitidos acerca da
realização de um curso de pós-graduação.
Ao Cel R1 Jorge da Rocha Santos, ex-Superintendente da FPV, pela oportunidade
proporcionada, bem como pelo constante estímulo dispensado.
Ao Cel R1 José Gobbo Ferreira pelos ensinamentos e orientação transmitidos.
Ao Ten Cel R1 Vagner Pinheiro Carini, Superintendente da FPV, pelo intenso apoio e
constantes incentivos prestados, bem como pelo exemplo, atenção e experiência transmitidos.
Ao Ten Cel Gilmar Pinto Barbosa, pelos conselhos e incentivos proporcionados.
Ao colega de curso Juliano Cardoso, amigo sempre presente, pelo apoio técnico e emocional
dispensado.
Ao amigo Leandro, pelo apoio na aquisição e tratamento dos dados e pelos conhecimentos
transmitidos.
A Mary Lúcia, secretária do Departamento Industrial da FPV, pela dedicação e apoio na
confecção de desenhos e em parte da digitação.
A pedagoga Juliana Martins pelo apoio administrativo dispensado.
Aos funcionários da FPV: José Almeida dos Santos, Cyro Martins Barbosa e Ronaldo
Augusto Lima Ribeiro, pelo apoio incansável nas análises químicas, preparo do equipamento de
ensaios e preparo de amostras.
Ao ex-funcionário da FPV, Luiz Antônio Leite pela confecção de excelentes amostras para
testes.
RESUMO
Durante muitos anos, a Instabilidade de Combustão (IC) foi reconhecida como um
dos mais sérios problemas encontrados no desenvolvimento de foguetes a propelente
sólido. Em razão disto, houve e ainda há uma grande preocupação por parte dos projetistas,
engenheiros e usuários de motores, para que esse assunto seja analisado e avaliado antes
que um motor foguete a propelente sólido entre em escala industrial de produção. De vários
dispositivos utilizados para o estudo de IC em propelentes sólidos, um, conhecido como
Queimador em T, tornou-se o mais largamente usado. Com ele, a resposta da queima de um
propelente a pequenos distúrbios de pressão pode ser mensurada. Tal informação é vital
para o entendimento do processo de combustão como também para a avaliar as
características de estabilidade do motor a propelente sólido. Embora o Queimador em T
venha sendo usado por muitos anos, várias questões a ele relacionadas têm surgido, sendo
que muitas delas ainda permanecem sem resposta. Além disso, pouco esforço,
especialmente no Brasil, tem sido realizado a fim de comprovar a capacidade do queimador
de predizer instabilidades. Neste trabalho, o equipamento é descrito e são fornecidas
informações teóricas básicas necessárias. Em torno de 200 testes foram realizados num
queimador de comprimento variável. Quatro diferentes tipos de propelentes foram testados
dentro da faixa de freqüência de 500-2000hz. Os resultados deveriam mostrar um
comportamento complexo, dando condições de caracterizar os propelentes de acordo com
seu nível de suscetibilidade às IC. A aquisição e o tratamento de dados não possibilitaram
uma melhor compreensão da instabilidade de combustão e dos mecanismos responsáveis
por sua ocorrência. Tais dificuldades recomendam a realização de estudos mais
aprofundados.
USE OF T-BURNER FOR COMBUSTION INSTABILITY RESEARCH IN SOLID
PROPELLANTS
ABSTRACT
For a number of years Combustion Instability (CI) has been recognized as one of
the most serious problems encountered in the development of solid propellants rockets.
Because of this, it has been a continuing concern to motor designers, engineers and users,
and it always must be analysed and evaluated before the rocket be taken to industrial
production. Among several devices introduced to study CI in solid propellants, one, known
as the “T-burner”, has become the most widely used. With this device the response of a
burning propellant to a small pressure disturbance can be measured. Such information is
vital both to the understanding of the unsteady combustion process as well as to the
assessment of the stability characteristics of solid rocket motors. Although the “T-burner”
has been used for many years, several questions concerning the device have arisen and, for
a considerable part, they have remained unanswered. Moreover, little effort, specially in
Brazil, has been given toward showing the relevance of “T-burner” data to predictions of
instability in rocket motors. In this work, the device and test facility is described and
theoretical background and formulation related to specific geometry are given. Around 200
test firings in a variable lenght “T-burner” were undertaken. Four different types of
propellant were tested over pressure oscilation frequency range of 500-2000hz. Results
should show a complex behavior of the propellant, yielding conditions for characterization
of different propellants according to their CI sensitivity level. Problems with the data
acquisition and treatment have been found which have not been understood. These
problems indicate the need for more studies using this equipment.
SUMÁRIO
LISTA DE FIGURAS
LISTA DE TABELAS
LISTA DE SÍMBOLOS
LISTA DE SIGLAS E ABREVIATURAS
CAPÍTULO 1 - FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA .............................................. 25
1.1 Histórico ......................................................................................................... 25
1.2 Conceitos Básicos ........................................................................................... 33
1.2.1 Propelentes: Conceito e Classificação ......................................................... 33
1.2.2 Sistemas de Propulsão ................................................................................. 34
1.2.3 Combustão de propelentes sólidos............................................................... 39
1.3 Objetivos......................................................................................................... 43
CAPÍTULO 2 - INSTABILIDADES DE COMBUSTÃO.................................... 45
2.1 Definição......................................................................................................... 45
2.2 Efeitos da Instabilidade de Combustão........................................................... 49
2.2.1 Efeitos da IC na Propulsão........................................................................... 51
2.2.2 Efeitos da IC no veículo............................................................................... 52
2.2.3 Efeitos da IC na exaustão e no meio ambiente ............................................ 52
2.2.4 Efeitos da IC nos programas de desenvolvimento....................................... 53
2.3 Tipos de Instabilidade..................................................................................... 54
CAPÍTULO 3 - O QUEIMADOR EM T............................................................... 57
3.1 Descrição ........................................................................................................ 57
3.2 Aplicações e tipos de Queimadores em T....................................................... 61
3.3 Noções fundamentais da acústica do queimador em T................................... 62
CAPÍTULO 4 - MÉTODOS EXPERIMENTAIS ................................................ 71
4.1 Descrição do equipamento.............................................................................. 71
4.2 Técnicas de ignição......................................................................................... 74
4.3 Propelentes...................................................................................................... 76
4.4 Instrumentação................................................................................................ 77
4.4.1 Funcionamento de sensores de pressão ....................................................... 78
4.5 Método de redução de dados .......................................................................... 79
CAPÍTULO 5 - RESULTADOS ............................................................................ 81
CAPÍTULO 6 - CONCLUSÕES E SUGESTÕES................................................ 89
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS .................................................................. 91
LISTA DE FIGURAS
1.1 – Esquema típico de um foguete a propelente sólido ..................................... 37
1.2 – Dimensões relativas na zona de combustão ................................................ 41
2.1 – Perfil pressão x tempo de queima................................................................ 48
2.2 – Modos acústicos para um foguete típico ..................................................... 56
3.1 – Desenho esquemático do t-burner e da distribuição das flutuações de
pressão e velocidade ................................................................................... 58
3.2 – Queimador em T utilizado........................................................................... 59
3.3 – Queimador em T padrão.............................................................................. 60
3.4 – Configuração de um queimador em T: básica e variável ............................ 61
4.1 – Componentes do queimador em T............................................................... 72
4.2 – Receptores e blocos queimadores................................................................ 73
4.3 – Queimador em T.......................................................................................... 74
4.4 – Sistema de inibição, iniciador e propelente ................................................. 75
4.5 – Sistema de ignição e trem explosivo ........................................................... 76
4.6 – Detalhes da instrumentação ......................................................................... 77
4.7 – Resultado típico de um teste com a aplicação da técnica de redução de
dados........................................................................................................... 80
5.1 – Típico gráfico de oscilações de pressão ...................................................... 81
5.2 – Resultado do teste com BD ......................................................................... 82
5.3 – Resultado do teste com composite com alumínio ....................................... 83
5.4 – Resultado do teste com composite............................................................... 84
5.5 – Queimador com dispositivo de excitação ao centro .................................... 85
5.6 – Resultado do teste pulsado com composite ................................................. 85
5.7 – Resultado do teste com composite IMBEL ................................................. 86
5.8 – Resultado do teste com composite e dois tipos de sensores ........................ 87
LISTA DE TABELAS
1.1 – Tipo de motores foguetes ................................................................................. 35
1.2 – Alguns propelentes sólidos típicos .................................................................. 38
LISTA DE SÍMBOLOS
a - Velocidade do som
a1 - Coeficiente da lei de velocidade de queima
A1 - Amplitude inicial da flutuação de pressão
Ab - Admitância acústica
Cp - Calor específico a pressão constante
Cv - Calor específico a volume constante
dA - Variação infinitesimal de área
dE - Variação infinitesimal de energia interna
dS - Variação infinitesimal de energia interna
dV - Variação infinitesimal de volume
f - Frequência
g - Aceleração da gravidade
h (u) - Função resposta impulso
K - Número de onda
L - Comprimento da câmara
m - Fluxo de massa
Mb - Número de Mach
n - Expoente da lei de velocidade de queima
P - Pressão média na câmara
P’ - Flutuação de pressão
q - Fluxo de calor
Rb - Função resposta do propelente
r - Velocidade de queima
r Velocidade média de queima
R’ - Flutuação da velocidade de queima
t - Tempo
T - Temperatura
u - Velocidade dos gases
u’ - Flutuação de velocidade
V - Volume
W - Trabalho tipo “PV”
X - Elemento de comprimento
y (t) - Sinal de saída
αd - Constante de decaimento
αg - Constante de crescimento
γ - Razão entre os calores específicos
∆t - Intervalo de tempo
λ - Comprimento de onda
µ - Viscosidade dinâmica
ρ - Massa específica
ρ’ - Flutuação da massa específica
τ - Fluxo de momentun (tensor – tensão)
ω - Frequência real
Índices superiores
(R) - Parte real de uma quantidade complexa
Índices inferiores
b - Referente à superfície de queima
g - Crescimento
d - Decaimento
LISTA DE SIGLAS E ABREVIATURAS
Al - Alumínio
AP - Perclorato de Amônio
BD - Base Dupla
CTA - Centro Tecnológico de Aeronáutica
CTPB - Polibutadieno com terminação carboxílica
FPV - Fábrica Presidente Vargas
HMX - Ciclotetrametileno tetranitroamina
HTPB - Polibutadieno com terminação hidroxílica
IAE - Instituto de Aeronáutica e Espaço
IC - Instabilidade de combustão
IMBEL - Indústria de Material Bélico do Brasil
NC - Nitrocelulose
NG - Nitroglicerina
NGu - Nitroguanidina
PBAA - Polibutadieno / Ácido acrílico
PBAN - Polibutadieno / Ácido acrílico / Acrilonitrila
PS - Polisulfito
PU - Poliuretano
PVC - Cloreto de polivinila
25
CAPÍTULO 1
FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA
1.1 Histórico
A finalidade básica de qualquer propelente é imprimir movimento a um objeto.
Os propelentes estão associados, hoje em dia, a foguetes, canhões e mísseis, mas suas
origens remontam à Antigüidade: os chineses já os utilizavam em engenhos arcaicos
que se constituíam de flechas comuns, propulsadas para aumentar o alcance.
Foram esses chineses, acompanhados pelos mongóis e árabes, os primeiros a
usar foguetes como arma de guerra no século XIII. Durante mais de 400 anos
esforçaram-se por seguir regras de fabricação mais ou menos estáveis, ignorando o
motivo pelo qual o “vento violento” que saía da parte posterior desses engenhos
provocava o seu deslocamento para frente. Foi preciso chegar ao século XVII e a
Newton, para que fossem conhecidos os princípios mecânicos simples que permitiriam
definir o movimento dos foguetes e fixar um quadro ao qual se aplicariam mais tarde as
leis termodinâmicas e termoquímicas.
O mais antigo dos propelentes é a pólvora negra, uma mistura de carvão, enxofre
e nitrato de potássio ou de sódio, cuja composição pouco foi alterada desde a sua
invenção. Até o final do séc. XIX, quando os princípios da queima progressiva foram
descobertos, era empregada na forma de pó. A partir de então, passou-se a prensar a
pólvora negra em grãos, cujo tamanho variava conforme a arma a ser servida.
Apesar de ter sido bastante aprimorada, a pólvora negra ainda possuía sérios
inconvenientes como o flash (clarão na boca da arma), a produção de muita fumaça, a
higroscopicidade e a formação de resíduo sólido corrosivo, que precisava ser retirado
após cada disparo.
26
A introdução das pólvoras sem fumaça por Vieille em 1886, como substitutas
eficazes da pólvora negra para fins balísticos, foi um marco na história da propulsão.
Desde então, a formulação dos propelentes passou por consideráveis aprimoramentos,
que possibilitaram o pleno desenvolvimento da artilharia moderna (de alta precisão e
longo alcance).
A arte de produzir e utilizar propelentes sólidos para armas evoluiu ao longo de
muitas décadas, atingindo um elevado patamar de perfeição. Embora se tenha,
esporadicamente, aplicado conhecimentos e princípios científicos a essa arte, deve-se
reconhecer que foram os experimentadores os grandes responsáveis pela conquista dos
padrões de confiabilidade, reprodutibilidade, efetividade e segurança exigidos em
qualquer tipo de arma.
Entretanto, apenas no final do século XVIII, é que estudos científicos foram
realmente iniciados e padrões para a produção de foguetes de aplicação militar
estabelecidos. O principal responsável pela façanha foi Willian Congreve, um oficial do
Exército Inglês, impressionado pela eficácia da destruição causada por foguetes hindus
no campo de batalha contra os britânicos na Índia (Brown, 1995).
Em conseqüência, no século XIX, intensificou-se o uso desses foguetes,
especialmente em conflitos na Europa.
Os foguetes estimulavam a mente de escritores, dentre eles Júlio Verne, o que
acabou por motivar estudiosos, especialmente no início do século XX, como
Tsiolkowiski na Rússia, considerado por muitos o pai da propulsão e da astronáutica;
Hermann Oberth na Alemanha, mentor de Werner Von Braun e Robert Goddard nos
Estados Unidos, além de centenas de outros pioneiros.
27
Nesse início de século XX fervilhava a modernidade; o sonho de voar parecia
cada vez mais perto, e o sonho de atingir outros planetas começava a incentivar uma
centena de entusiastas ao redor do mundo. Na Alemanha Nazista, o governo
imperialista da época promoveu, vigorosamente, a pesquisa e a construção de dezenas
de tipos de foguetes, inclusive “caseiros”, procurando assim iludir as restrições
armamentistas resultantes da I Guerra Mundial (Brown, 1995). Tais pesquisas
culminaram nas conhecidas “bombas voadoras V-2”, as quais, no período pós-guerra,
tornaram-se o ponto de partida de todo o programa de mísseis americano e soviético e,
consequentemente, de todo o programa espacial.
O estudo sistemático dos propelentes trouxe à tona importantes questionamentos
relativos a três das áreas de maior relevância da Físico-Química (Barbosa et al, 1994):
1) A necessidade de calcular parâmetros balísticos dos propelentes
propiciou a aplicação da Termoquímica a sistemas gasosos sob condições
extremas de temperatura e pressão;
2) A fabricação de propelentes para foguetes em diversos tamanhos e
formas, bem como a necessidade de fazê-los resistir às tensões de
trabalho incentivaram a pesquisa da estrutura e das propriedades físicas
dos sólidos, sobretudo dos plásticos;
3) Tanto nos canhões quanto nos foguetes, a taxa de emanação dos produtos
gasosos é fundamental. Por isso, foi necessário estudar a cinética química
das diversas reações que, em seu conjunto, provocam a chamada “queima
do propelente”.
Ao longo desses anos de desenvolvimento, os engenheiros e ou projetistas de
foguetes aprofundaram-se nesses questionamentos, enfrentando diversos problemas. Os
relacionados aos processos transientes da combustão eram os mais salientes. Dentre
28
aqueles de mais complexa resolução, encontrava-se e ainda se encontra a ocorrência de
oscilações de larga amplitude de pressão auto-sustentáveis nas câmaras de combustão,
as chamadas Instabilidades de Combustão (IC) ou Combustão Oscilatória. Devido à
interação ou ao acoplamento entre a combustão do propelente e as condições dentro do
motor foguete, pequenos distúrbios de pressão conduzem, freqüentemente, a essas
oscilações de larga amplitude, as quais, quase sempre, produzem dramáticas e até
mesmo catastróficas mudanças na performance do foguete.
A combustão oscilatória em foguetes sólidos, segundo Price (1992), foi pela
primeira vez claramente estabelecida como realidade nos meios ocidentais por
Anderson e Hunt em 1948, quando detetores de pressão de alta frequência tornaram-se
disponíveis. A primeira análise pertinente ao problema parece ser a de Hartree em 1941,
com o estudo de balística interna de projéteis não rotativos (Price, 1992). Até 1944, a
relação com a geometria da carga tinha conduzido à crença de que oscilações da forma
de onda de gases estavam envolvidas e que os primeiros passos para o controle das
instabilidades tinham sido trilhados. Assim, a primeira análise da estabilidade da
combustão foi concluída antes que o comportamento oscilatório tivesse sido mensurado.
As primeiras medições sistemáticas desse comportamento parecem ter sido as de
Swanson no Naval Weapons Center (NWC), centro de armas navais americano, com o
estudo da queima ressonante em grãos propelentes de foguete, e Smith e Sprenger na
Aerojet (Price, 1992). Anterior a este, toda observação de instabilidade tinha sido com
propelentes de base dupla, conduzindo a uma falsa crença de que propelentes de base
dupla eram os únicos sujeitos a tal fenômeno. A experiência da Aerojet envolvia um
primitivo propelente composite com perclorato de amônio. A visão predominante de
que somente propelentes base dupla eram suscetíveis à combustão instável foi destruída
por esses resultados e também foi mostrado o risco de generalizações sobre
instabilidades de combustão sem experiências reais. A literatura sobre instabilidades de
combustão é repleta de tais generalizações.
É importante salientar que nessa década de 1940, as ciências básicas e
computacionais não eram suficientemente desenvolvidas para solucionar eficazmente
29
problemas de combustão e escoamentos transientes. Felizmente, os problemas de IC nos
programas de desenvolvimento de motores foguetes ainda podiam ser resolvidos por
modificações realizadas através de “tentativa e erro” e testes dos próprios motores,
(Barrère, 1992). Entretanto, com o aumento da complexidade e tamanho dos foguetes e
uma correspondente escalada do custo dos testes baseados em “tentativa e erro”, tornou-
se premente um entendimento mais profundo das instabilidades de combustão.
Durante os anos 50, houve um enorme progresso no entendimento das IC como
um fenômeno natural, surgindo uma crescente consciência de sua complexidade,
diversidade e prevalência. Maior número de experiências com a formulação de
propelentes, tamanho do motor, geometria e escalas de pressão, como também o uso de
melhor instrumentação nos testes, contribuíram para o aumento dessa consciência.
Assim, com os estudos e pesquisas realizados e intensificados, com o decorrente
reconhecimento da similaridade da relação entre oscilações de pressão e formas
acústicas clássicas da câmara de um foguete, e, em seguida, com o desenvolvimento de
processos empíricos para a simulação dessas perturbações no escoamento; ocorreu um
importante progresso no entendimento da instabilidade de combustão e uma percepção
mais clara de sua grande complexidade.
Entretanto, estava claro que um entendimento quantitativo dependeria não só de
avanços nas áreas fundamentais da combustão e dinâmica dos fluidos, mas também de
equipamentos de testes balísticos, os quais seriam necessários para conduzir estudos
sistemáticos dos processos contribuintes para a instabilidade. Desta forma, produzir-se-
ia os dados necessários para facilitar a comparação dos resultados experimentais com a
teoria. Os testes balísticos também seriam necessários para permitir avaliações de baixo
custo dos efeitos de variáveis relevantes tais como: formulação do propelente, pressões,
freqüência de oscilação, etc.; ou seja, para a aquisição de dados sistemáticos suficientes
para se estabelecer corretas tendências.
Em resposta a essa crescente necessidade de um teste de IC em escala
laboratorial e um decorrente aprofundamento no conhecimento dos problemas gerados
30
pelas instabilidades de combustão, no final da década de 1950 e início da de 1960,
vários laboratórios começaram a desenvolver testes de bancada a fim de otimizar o
desenvolvimento de projeto de foguetes. Vários dispositivos começaram a ser cogitados
e desenvolvidos, como queimadores oscilatórios de tiras, queimadores em L*,
queimadores de formas acústicas, etc. No início, o objetivo era realizar tais testes dentro
de custos aceitáveis de forma a obter as características de estabilidade de diferentes
propelentes dentro de razoáveis faixas de pressão e frequência. Esforços foram feitos
com o objetivo de manter a geometria simples e, assim, minimizar a complexidade da
interpretação dos resultados.
O mais notável queimador desenvolvido foi, provavelmente, o queimador com
escape central e seus derivados que mais tarde tornar-se-iam conhecidos como
Queimadores em T ou “T-burners”. Foram resultado de um trabalho conjunto entre a
Universidade de Utah, Naval Ordnance Center e Army Ballistic Research Laboratories
(EUA), nos anos de 1960-1963 (Salles, 1982). Esses queimadores permitiam testes
dentro de largas faixas de freqüência e pressões usando somente 50 g de propelente por
teste.
A predição da estabilidade da combustão de propelentes sólidos requer que as
respostas de pressão e velocidades acopladas sejam determinadas, sendo aquela a mais
importante. O queimador em T obtém a função resposta pela variação da modulação da
pressão. A versão unidimensional permite testes de pressão acoplada com a resposta da
combustão e é suscetível a uma análise de estabilidade relativamente simples, o que é
importante quando se necessita de uma medição quantitativa da resposta da combustão.
No final dos anos 60, o queimador em T tornou-se tão largamente utilizado e
pesquisado que se tornou à preocupação de diversos estudiosos. Dentre esses, podem
ser destacados os trabalhos de Coates et al. (1964), Horton (1964), Coates (1966),
Oberg et al. (1968), Price (1968, 1969), Perry (1970), Andrepont and Schoner (1972),
Jensen (1972) e Mihlfeith e Sayer (1974).
31
Decorrente desses e outros trabalhos, procedimentos para o uso de queimadores
foram padronizados num esforço organizado pela “Joint Army, Navy, NASA and Air
Force” (JANNAF) e liderado por Culick, F.E.C., que escreveu a maior parte do que
resultou no manual do queimador em T (“T-burner Manual”), literatura até hoje
considerada de caráter sigiloso pela Chemical Propulsion Agency (CPIA).
O desenvolvimento de queimadores em escala laboratorial propiciou um grande
progresso e abriu caminho para um significativo progresso nas pesquisas em IC.
Apesar dessa evolução de dispositivos de testes continuar até o presente, com o
aparecimento de novas técnicas; [exemplos são Cardiff (1999), com seu novo método
de medição da função resposta através de fluxômetro magnético; Finlison and
Blomshield (1999), usando queimadores em T com instrumentação magneto-
hidrodinâmica (MHD); Cozzi et al. (2000), analisando a estabilidade através da
modulação da radiação a laser e Kudva (2001), estudando e fazendo medições a laser da
resposta da pressão]; até hoje, Instabilidade de Combustão é um assunto repleto de
perguntas a serem respondidas.
Para corroborar esta última afirmação, Price (1992), enumerou algumas lições
interessantes que podem ser obtidas da história das IC. São elas:
1) Instabilidade de Combustão é um fenômeno ao qual todo pesquisador de
foguetes está sujeito.
2) Quando se pensa que todo o problema está conhecido e dominado, novos
propelentes ou configurações novas de combustor determinam situações
diferentes das anteriormente experimentadas.
3) Instabilidade de combustão é tão complexa e diversificada demais para se
obter uma compreensiva capacidade de predição quantitativa.
32
4) A capacidade de predição existente é baseada em descrições analíticas
relativamente simples dos processos contribuintes, em combinação com
dados da função resposta, desenvolvidos experimentalmente. As limitações
na precisão desses fundamentos implicam em que as predições quantitativas,
usualmente, não podem ser feitas fora da base de experiência. Entretanto, a
presente capacidade de predição é útil para a estimativa das tendências de
estabilidade.
5) Os “experts” têm o hábito de fazer generalizações sobre tendências de
estabilidade ou natureza dos mecanismos, fora de seu campo experiência. Há
riscos de que tais generalizações estejam incorretas e que a confiança nelas
possa prejudicar o emprego dos motores ou a procura por informações mais
adequadas.
6) A estabilidade da combustão é determinada pelo balanço de altas atenuações
e altas amplificações dos distúrbios do escoamento. Mudanças moderadas
nesse ganhos ou perdas podem conduzir a variações no comportamento da
combustão, indo desde a ausência de perturbações até uma situação de severa
instabilidade.
7) Apenas uma relativamente pequena porção da comunidade de pesquisadores
de propulsão sólida se dedica ao estudo de instabilidades de combustão; em
parte porque se trata de um assunto realmente de difícil domínio. Em
conseqüência, a IC ainda não é efetivamente estudada com a profundidade
adequada, seus resultados são utilizados com reservas, e seu estudo está
sempre em risco de extinção.
8) O nível de pesquisa em instabilidade de combustão cresceu, continuamente,
de 1941 até 1965. Desde então, tem declinado e se comportado de maneira
instável. Esse nível tem, freqüentemente, sido sensível ao rigor encontrado na
33
maioria dos programas de desenvolvimento. Entretanto, de 1995 até os dias
de hoje, enorme avanço tem sido realizado na modulação de instabilidades.
9) Os programas de pesquisa tendem a focalizar problemas localizados com
uma resultante perda de visão do conjunto da realidade. Isso é conseqüência
natural do fato dos esforços individuais serem limitados e da pressão por
rápidos sucessos. O corpo do conhecimento consiste de uma pilha desses
sucessos, os quais, rapidamente tornam-se “verdades” publicadas que logo
limitarão o pensamento.
1.2 Conceitos Básicos
1.2.1 Propelentes: Conceito e Classificação
Define-se propelente como uma substância ou mistura de substâncias que,
quando iniciadas, queimam mesmo na ausência de oxigênio atmosférico e a uma taxa
controlada, emanando gases capazes de realizar trabalho. Assim, um propelente é uma
fonte balanceada de energia potencial, contendo todos os ingredientes necessários à
combustão, que converte essa energia em energia cinética utilizável. Seus componentes
básicos são o combustível e o oxidante.
Os propelentes são basicamente empregados para prover energia necessária ao
deslocamento de foguetes, mísseis e projéteis de armas de todos os tamanhos. Contudo,
a energia por eles fornecida possui inúmeros outros empregos, tais como: mover
pistões, ejetar assentos de aviões a jato, fornecer calor em operações especiais, iniciar
motores de aeronaves e, em geral, para sistemas que requeiram uma grande fonte de
energia controlada, aplicada durante um período de tempo relativamente curto. O
principal uso de propelentes ainda é para fins militares. Entretanto, vem crescendo seu
uso em operações industriais, devido à simplicidade e segurança em suas aplicações.
34
Embora os vários engenhos que utilizam propelentes pareçam bastante
diferentes à primeira vista, todos eles dependem basicamente da conversão controlada
da energia química em energia potencial de um gás, que por sua vez é transformada em
energia cinética (ou de movimento) de acordo com a necessidade específica de cada
engenho.
1.2.2 Sistemas de Propulsão
Pode-se classificar os sistemas de propulsão a jato, onde o empuxo é produzido
pela ejeção de matéria armazenada, em duas categorias: motores cinéticos, utilizados
para propulsão na atmosfera, sendo o ar disponível utilizado como oxidante nas
transformações químicas do combustível; e motores foguetes, onde a matéria a ser
ejetada é estocada internamente, dentro do próprio dispositivo que se move. Dessa
maneira, podem ser lançados através de qualquer meio: água, ar ou no vácuo.
Os motores foguetes são, em geral, classificados segundo a fonte de energia que
utilizam, conforme exemplificado na Tabela 1.1, e subdivididos de acordo com o tipo
de propelente.
35
Tipo de motor Fonte de energia Propelente Fluido de Propulsão
sólido gases de combustão
líquido gases de combustão químico combustão com geração de gases híbrido (sólido +
líquido) gases de combustão
fissão controlada (reator) líquido gases superaquecidos
fissão nuclear explosivo nuclear gases superaquecidos nuclear
fusão nuclear explosivo nuclear gases superaquecidos
gás plasma da explosão térmico
térmica (solar, eletroquímica, fissão e
fusão) líquido plasma da explosão
iônico ionização de gases pesados gás gases de combustão
Os motores foguetes mais usuais utilizam a energia de combustão em alta
pressão de propelentes químicos, a qual produz gases a altas temperaturas. Tais gases
são expandidos num bocal supersônico (De Laval), onde são acelerados a altas
velocidades. São os conhecidos motores foguetes ou simplesmente, foguetes químicos,
os quais podem ser a propelente sólido, líquido ou híbrido.
No foguete a propelente sólido, uma carga de propelente sólido, após ignição,
entra em combustão fornecendo gases, que expelidos da câmara de combustão e
expandidos na tubeira a altas velocidades, propiciam a geração de uma força reativa
denominada empuxo.
O ignitor é o elemento que fornece energia inicial necessária para ignição e
conseqüente combustão do grão propelente. Sua carga é composta por substâncias
pirotécnicas, como por exemplo, pólvora negra. O acendimento desta carga ocorre por
aquecimento, normalmente ocasionado pela passagem de corrente elétrica num
filamento condutor.
Dá-se o nome de grão a qualquer fragmento de um propelente, independente de
36
sua forma ou tamanho. É interessante notar que esse termo tem origem histórica nos
grãos prensados de Pólvora Negra, e que passou a designar qualquer carga individual
dos mais diversos tipos de propelentes, mesmo que essas pesem uma tonelada ou mais.
O grão propelente consiste da massa de propelente que se apresenta numa forma
geométrica bem definida, dentre as inúmeras existentes. Tal forma geométrica garante
que na combustão do propelente se obtenha um determinado fluxo de massa ou
escoamento de gases de combustão, conforme as necessidades de empuxo.
É constituído, de forma simplificada, pelos seguintes elementos:
1) Ignitor, onde ocorre a iniciação do grão propelente,
2) Propelente, que ao sofrer uma reação de combustão, fornece um grande
volume de gases a altas temperaturas, que serão expandidos,
3) Câmara de Combustão, onde há o armazenamento do propelente no estado
sólido e onde ocorre a sua combustão, dando origem a altas temperaturas,
4) Tubeira ou bocal De Laval, onde ocorre a expansão dos gases a velocidades
supersônicas.
A Figura 1.1 mostra esses principais elementos que compõem um foguete a
propelente sólido.
37
FIGURA 1.1 - Esquema típico de um motor foguete a propelente sólido.
Os veículos propulsados a motor foguete baseiam-se no principio da ação e
reação, para movimentar-se. A carga útil é a razão pela qual eles são lançados; por
exemplo, um experimento científico, cargas militares (explosivos, etc) e tripulantes
humanos ou animais. Essa carga útil pode ser lançada em trajetória balística ou para
entrar em órbita da terra ou ainda, numa trajetória interplanetária, conforme as
necessidades da missão.
Dois parâmetros são importantes quando se aborda o assunto foguete. Um é o
impulso total, definido como o empuxo integrado em relação ao tempo de queima. O
outro é o impulso específico, que é a relação entre o impulso total e o peso do
propelente. É um parâmetro importante usado para a avaliação e comparação da
performance de foguetes. Um outro fator também relevante é a temperatura adiabática
de chama, definida como a temperatura máxima que pode ser atingida pelos
componentes do propelente após a reação, considerando-a ocorrendo de forma
adiabática.
Os foguetes a propelente sólido são de concepção simples, de fácil construção e
operação. Apresentam, porém, baixo desempenho devido ao seu baixo impulso
38
específico, à baixa eficiência estrutural e à dificuldade de controle desse empuxo.
Para aplicação espacial, os foguetes a propelente sólido restringem-se a
propulsores auxiliares de veículos lançadores conhecidos como “boosters”; a veículos
lançadores de pequeno porte, como o Veículo lançador de satélites brasileiro (VLS); e a
estágios superiores para injeção de satélites em órbitas definitivas. Entretanto, são
amplamente utilizados para aplicações militares, principalmente em mísseis e foguetes
de portes diversos, como, por exemplo, os mísseis balísticos intercontinentais (ICBM).
Na Tabela 1.2 podem ser observados os propelentes sólidos mais usuais.
TABELA 1.2 - Alguns Propelentes Sólidos Típicos.
Propelente Faixa típica de impulso específico (s)
Temperatura adiabática de chama (ºC)
NC-NG 220-230 2260
NC-NG/AP/Al 260-265 3590
NC-NG/AP-HMX/Al 265-270 3700
PVC/AP 230-240 2537
PS/AP 230-240 2590
PS/AP/Al 240-250 2760
PU/AP/Al 260-265 3315
PBAN/AP/Al 260-263 3200
CTPB/AP/Al 260-265 3150
HTPB/AP/Al 260-265 3150
PBAA/AP/Al 260-265 3150
PVC/AP/Al 260-265 3090
39
1.2.3 Combustão de propelentes sólidos
Williams (1985), define propelentes sólidos como materiais sólidos que são
capazes de sofrer reações exotérmicas sem a adição de nenhum outro reagente. Como já
mencionado, são empregados principalmente como propelentes para foguetes e como
cargas propelentes para projéteis em armas. Pretende-se que deflagrem, ou seja, sofram
combustão subsônica, e não detonem (reação química originando uma combustão
supersônica com onda de choque). Uma detonação poderia causar sérios danos.
Portanto, explosivos sensíveis geralmente não são empregados como propelentes
sólidos e as formulações destes devem ser suficientemente metaestáveis para resistir a
uma transição à detonação.
Os propelentes sólidos são, convenientemente, subdivididos em duas categorias:
homogêneos e heterogêneos. Nos propelentes homogêneos, o oxidante e o combustível
estão intimamente misturados na molécula, formando um sólido homogêneo. Em
princípio, esse sólido pode ser constituído por um único componente, como a
nitrocelulose (NC), mas, normalmente, é uma mistura. Os mais comuns são os
propelentes de base dupla, assim chamados porque são, na sua maior parte, constituídos
por componentes exotérmicos, como as usuais NC e nitroglicerina (NG), as mais
conhecidas bases energéticas. Propelentes de base tríplice, NC e NG, acrescentando
nitroguanidina (NGu), são também utilizados. Nos propelentes heterogêneos, o
oxidante, na forma de um sal (perclorato de amônio, por exemplo), está disperso no
combustível, em moléculas separadas, formando um sólido heterogêneo compósito,
denominado propelente composite. O combustível é um polímero que assegura a coesão
e as propriedades mecânicas do conjunto (polibutadienos, poliuretanos, polivinis, etc.),
juntamente com aditivos plastificantes, reticulantes, antioxidantes e catalisadores. Em
geral, pós metálicos, tal como o alumínio, também são adicionados a esse propelente
para aumentar o calor de combustão. Um outro motivo que leva a incorporação do
alumínio é sua habilidade em amortecer flutuações de pressão na câmara de combustão,
ou seja, sua habilidade em “combater” as instabilidades de combustão.
40
A teoria sobre como ocorre a combustão é de suma importância para o estudo da
instabilidade de propelentes. Todo propelente sólido útil queima, ou deflagra, pela
propagação da reação de combustão da superfície para o interior. A natureza da
combustão desses propelentes é governada pelas características do propelente e, em
alguma extensão, pelas condições do escoamento e tamanho do combustor ou câmara de
combustão (Price, 1969). Uma parte substancial do calor liberado ocorre numa fina
zona de combustão próxima à superfície exposta do propelente sólido, e assim, a maior
parte da energia química disponível é convertida em energia térmica e outras formas.
No caso de propelentes com pós metálicos como ingrediente, há, usualmente, ainda
mais uma reação exotérmica no combustor (Price, 1969). Quando a taxa de conversão
de energia reage a distúrbios da dinâmica do escoamento a zona de combustão gera
distúrbios por simpatia. Essa vulnerabilidade do processo de combustão a distúrbios do
escoamento depende da natureza desses distúrbios e da estrutura e constantes do tempo
da zona de combustão (Price, 1968).
Algumas das dimensões relativas da zona de combustão são indicadas na Figura
1.2 (Williams, 1985). As principais características no diagrama são: o substancial
volume de propelente não queimado; uma onda térmica na superfície com espessura
tipicamente de mesma ordem que as dimensões granulares do oxidante usado em
propelente composite; uma superfície irregular consistindo, tipicamente, de “binder” ou
aglutinante pirolisado, de oxidante deflagrado e metal acumulado; e uma zona de
difusão, na qual os produtos da reação se misturam e continuam a liberar calor por uma
distância dependente da composição do propelente, de sua microestrutura e das
condições do combustor, como pressão e velocidade.
41
FIGURA 1.2 - Dimensões relativas na zona de combustão
0
100
200
300
400
100
200
300
400
500
600Produtos e aglomerados de metal queimado
Dis
tânc
ia d
a su
perf
ície
Temperatura
Perfil Médio de Temperatura
Sólido aquecido
Sólido não aquecido
Zona de Difusão-Reação unidimensional
Zona de Difusão-Reação tridimensional
42
Kubota (1984), através de vários experimentos, reafirma que sendo a estrutura
física dos propelentes base dupla homogênea, a estrutura da chama da combustão parece
ser também homogênea e unidimensional ao longo da direção de queima. O gás
produzido na superfície de queima é pré-misturado com o combustível e o oxidante
numa escala molecular. Com relação ao composite, sendo sua estrutura física
heterogênea, a onda de combustão parece também ser heterogênea. Na superfície de
queima, os gases decompostos do perclorato de amônio e do aglutinante combustível
são interdifundidos e produzem correntes de chamas de difusão. É evidente que esse
processo de difusão cumpre um papel importante na taxa de queima desse tipo de
propelente.
É importante ainda esclarecer que um propelente sólido homogêneo queima a
uma taxa r conhecida como taxa de queima e que é , empiricamente, governada pela
equação
npar 1= (1.1)
onde p é a pressão no interior da câmara de combustão do foguete, 1a é uma constante
empírica influenciada pela temperatura inicial do grão e n é conhecido como expoente
de pressão da taxa de queima. Esse expoente, às vezes chamado de índice de
combustão, é essencialmente independente da temperatura inicial do grão, mas descreve
a influência da pressão da câmara na taxa de queima. Um outro nome para a , que é
adimensional, é coeficiente de temperatura. Variações na temperatura ambiente não
alteram a energia química liberada na combustão; aquelas, simplesmente, alteram a taxa
da reação na qual esta energia é liberada (Sutton, 1992).
Essa taxa de queima é a mesma em todos os pontos da superfície transversal do
grão propelente, ou seja, a velocidade segundo a qual a superfície exposta do propelente
avança no seio do material é a mesma em todos os pontos. Tal conclusão apresentada
pelos primeiros experimentadores foi obtida através do exame de grãos parcialmente
43
queimados, pois se constatou que a queima ocorria apenas nas superfícies expostas e
que tais superfícies recuam por camadas paralelas, conservando a forma geométrica
original do grão durante todo o processo.
Esse fato é conhecido como Princípio da queima em camadas paralelas, ou Lei
de Piobert. Foi constatado em 1839 na pólvora negra, antes mesmo da invenção das
pólvoras sem fumaça, e, posteriormente verificado para estas (Barbosa et al, 1994).
1.3 Objetivos
Como parte dos trabalhos desenvolvidos por Salles, 1982, foi construído no
Laboratório Associado de Combustão e Propulsão (LCP) do Instituto nacional de
Pesquisas Espaciais (INPE) um queimador em T (“T-burner”). Infelizmente, as
investigações sobre o assunto sofreram solução de continuidade e muito do
conhecimento adquirido e do equipamento foram praticamente perdidos.
Este trabalho visa reconstruir aquele aparelho, realizar modificações e
aperfeiçoamentos necessários como, por exemplo, um tanque de alívio (“surge tank”) e,
principalmente, efetuar as medidas utilizando um sistema de aquisição de dados mais
moderno, eficiente e extremamente adequado para a tarefa. Desta forma, poder-se-á
utilizar o queimador em T para medir quantitativamente a resposta do processo de
combustão de propelentes sólidos a distúrbios de pressão e, assim, comparar o
comportamento de diferentes propelentes ou composições em relação a instabilidades
de combustão.
Amostras de propelentes fabricados pela Fábrica Presidente Vargas (FPV), filial
da Indústria de Material Bélico (IMBEL), do Instituto de Estudos Avançados (IAE)
foram utilizadas.
44
45
CAPÍTULO 2
INSTABILIDADES DE COMBUSTÃO
2.1 Definição
Há duas razões fundamentais para o aparecimento de oscilações ou movimentos
instáveis numa câmara de combustão. São elas (Culick, 1981):
a) apenas uma pequena parte da energia total disponível no processo de
combustão já é suficiente para gerar instabilidades cujos efeitos estejam acima
do tolerável;
b) as câmaras de combustão são quase totalmente fechadas ou estanques e os
processos internos naturais que tendem a atenuar as oscilações são muito
pouco eficientes.
Por essas observações se aplicarem a qualquer tipo de câmara de combustão,
conclui-se que a possibilidade da ocorrência de instabilidades de combustão em um motor
não é necessariamente conseqüência de equívocos de projeto e o problema deveria ser
considerado como uma parte do desenvolvimento a fim de ser tratado com os melhores
métodos disponíveis (Price, 1977).
A estabilidade de combustão num motor de foguete a propelente sólido depende do
balanço de energia ganha e perdida pelo sistema. Se os ganhos do sistema excedem as
perdas, uma oscilação será amplificada em sua magnitude; se as perdas superam os ganhos,
o oposto ocorre. Assim, a estabilização de um motor instável é atingida ou com a
46
diminuição dos agentes fontes de energia (ganhos) ou com o aumento da efetividade dos
mecanismos de dissipação (perdas). Então, qualitativamente, quando uma instabilidade
ocorre, os ganhos superam as perdas (Karnesky e Colucci, 1973).
Price, 1977, afirma que a possibilidade de oscilações de combustão-pressão, ou
instabilidade de combustão, num motor foguete surge do fato de que a combustão, o fluxo
médio de gás e os distúrbios do escoamento podem interagir mutuamente de tal maneira
que o próprio distúrbio é amplificado. Portanto, um distúrbio de pressão pode ser mais forte
depois da reflexão sobre uma superfície de queima do que antes. A não ser que meios
estejam presentes para atenuar tal fenômeno, pode refletir repetidamente com sucessivas
amplificações e se tornar muito forte. Na prática, mecanismos de perdas não lineares
usualmente causam a atenuação e tornam-se dominantes a elevadas amplitudes de pressão,
limitando a perturbação no final.
A instabilidade de combustão é um fenômeno que tem atormentado o
desenvolvimento de motores a propelente sólido por muitos anos. Ocorre, como acima
descrito, quando uma ou mais formas acústicas do sistema são excitadas, ou seja, resulta da
interação do processo de queima com as formas acústicas na cavidade de combustão. Por
esta razão, está relacionada com a formulação do propelente, a geometria instantânea da
cavidade acústica e variações nas condições de operação do motor. Os distúrbios se tornam
periódicos por repetidas reflexões nas paredes da cavidade e podem usualmente se
identificar com as formas naturais de oscilação em seu interior (Price, 1984). Em outras
palavras, a excitação inicial resulta em periódicas oscilações de vários processos ocorrendo
dentro do sistema, dentre eles: taxa de reação, taxa de transferência de calor, variação da
geometria interna da cavidade ao longo do tempo, etc. (Zinn, 1998).
Quando um motor de foguete a propelente sólido enfrenta combustão instável, sua
pressão oscila no mínimo 5%, e, freqüentemente, mais de 30% acima da pressão da câmara.
47
Quando a instabilidade ocorre, a quantidade de calor transferida para a superfície de
queima, tubeira e paredes isoladas do tubo (estojo) é extremamente aumentada, mas a
duração da queima é diminuída. A mudança no perfil empuxo – tempo causa mudanças
significativas na trajetória de vôo, e às vezes isto pode conduzir a falha da missão. Se
prolongada e se o nível de energia de vibração é alto, a instabilidade pode causar dano ao
hardware, tais como: superaquecimento do tubo, “sobretensão” (superpressão) do sistema
de controle do vetor empuxo, e causar uma falha da tubeira ou do tubo. Instabilidade é uma
condição que deve ser evitada e deve ser cuidadosamente investigada e remediada, se
ocorrer durante um programa de desenvolvimento de motor. Projetos finais de motores
devem ser livres de instabilidade.
Há diferenças fundamentais no comportamento da combustão de propelentes
líquidos. Nestes, há uma geometria fixa da câmara com uma parede rígida, líquidos nos
sistemas de alimentação e injetores, que não são parte do gás oscilante na câmara de
combustão, podem interagir fortemente com as flutuações de pressão. Em motores a
propelente sólido a geometria da cavidade oscilatória aumenta em tamanho a medida que a
queima prossegue e há fortes fatores de amortecimento (damping), tais como partículas
sólidas e matérias viscoelásticos absorvedores de energia. Em geral, problemas de
instabilidade de combustão não ocorrem freqüentemente ou em todo desenvolvimento de
motor, e quando eles ocorrem, é por a causa de uma falha ou desintegração repentina do
motor. Contudo, falhas drásticas tem ocorrido.
Como já salientado, oscilações indesejáveis nas cavidades de combustão de motores
de foguete a propelente sólido são um problema contínuo no projeto, desenvolvimento,
produção e, até mesmo, nos armazenamentos (longos períodos) de mísseis a propelente
sólido. Embora acusticamente mais suave que a câmara de combustão de um foguete a
propelente líquido, a cavidade de combustão de um foguete a propelente sólido é ainda uma
cavidade acústica de “baixa-perda” contendo uma grande fonte de energia acústica, o
48
próprio processo de combustão. A pequena fração de energia liberada pela combustão é
mais do que suficiente para levar as vibrações de pressão a um nível inaceitável.
Sutton, (1992), afirma que as IC podem ocorrer de forma espontânea e,
freqüentemente, num momento particular durante o período de queima do motor. Segundo
esse autor, o fenômeno é usualmente repetitivo em motores idênticos. A Figura 2.1 mostra
um perfil pressão-tempo de queima de uma típica instabilidade, onde dois períodos desse
fenômeno podem ser observados. As oscilações de pressão aumentam em magnitude, e o
empuxo e taxa de queima também aumentam. A freqüência parece ser uma função da
geometria cavidade, pressão e campo interno da chama. Como a geometria da cavidade
interna do grão e a velocidade local mudam, a oscilação freqüentemente atenua e
desaparece. O tempo e a severidade da vibração da combustão tendem a mudar mais com a
temperatura do grão (ambiente) do que com a operação do motor.
FIGURA 2.1 Perfil pressão x tempo de queima.
Pres
são
Tempo de queima
49
Sua ocorrência pode provocar eventos variados que vão desde um desvio mais ou
menos significativo dos parâmetros de projeto até falha catastrófica caracterizada pela
destruição do engenho. Zinn (1998), assim resumiu os efeitos prejudiciais principais de
instabilidades:
a) aumento da transferência de calor do escoamento para as paredes, superfície do
propelente e outras partes. Isso pode resultar na fusão da parede ou drásticas
mudanças na taxa de queima do propelente;
b) aumento das tensões mecânicas sobre os componentes do sistema, o que,
freqüentemente, resulta em aumento da fadiga e, às vezes, falhas dos
componentes;
c) introdução de vibrações indesejáveis em vários componentes do sistema,
instrumentação e controle, as quais, por sua vez freqüentemente resultam em
falhas mecânicas e ou falha do componente.
Cada um desses itens ou uma qualquer combinação deles pode resultar em colapso
do sistema e fracasso da missão.
2.2 Efeitos da Instabilidade de Combustão
A instabilidade de combustão pode induzir uma variedade de disfunções no motor,
variando de alterações no empuxo e taxa de queima até a sua explosão. Tais problemas são
usualmente resolvidos pelo projetista do motor antes de se iniciar o programa de produção.
Entretanto, a seriedade do problema é incrementada por duas considerações:
50
a) a severidade do comportamento oscilatório pode mudar durante a produção ou
durante a vida útil do motor;
b) mesmo um comportamento oscilatório tolerável ao motor pode induzir mau
funcionamento em outras partes componentes do veículo ou criar problemas de
guiagem.
A combinação dessas duas situações é potencialmente séria porque uma aparente
inócua mudança no sistema durante a produção (ex.: mudança no fornecedor de um ignitor
ou componente do sistema direcional) pode introduzir falhas recorrentes de vôo. Na
verdade, tais problemas têm ocorrido porque as especificações de aquisição nem sempre
englobam desempenhos sob vibração. Essas situações podem conduzir a um custoso
retrabalho e verificação dos sistemas, além de suscitar questões gerenciais como:
a) Pode a IC ser suportada por todos os sistemas em serviço no veículo ou foguete?
b) Estão definidas especificações quanto à vibração para todos os equipamentos
sensíveis?
c) Como pode ser minimizada a possibilidade da IC desenvolver-se com o
envelhecimento do motor ou com a variabilidade normal de lote para lote durante a
produção?
d) Pode o motor ser seguramente adaptado a uma nova aplicação ou atualização para
atender a novas necessidades de desempenho, sem uma importante revisão para
evitar instabilidade?
51
Serão apresentados os efeitos das IC em áreas específicas e de risco quando se trata
de foguetes:
2.2.1 Efeitos da IC na propulsão
O projetista de sistema de propulsão está principalmente preocupado com que a IC
não ameace a integridade estrutural e performance do motor. Alguns efeitos produzidos
pela IC são:
a) variações da taxa de queima e da pressão que colocam a curva empuxo-tempo fora
de limites aceitáveis para a missão;
b) comprometimento da performance da propulsão, confiabilidade e custos associados
com as medidas para prevenir a instabilidade ou tolera-la (ex.: comprometimento na
escolha do propelente, desenho do grão, dispositivos de supressão, pressão de
operação, etc);
c) variações da taxa de transferência de calor e da pressão que colocam em risco a
integridade do foguete;
d) diferenças de pressão que provocam alterações na carga de propelente;
e) torques aos quais o sistema de controle não está projetado para suportar;
f) dificuldades para a ignição e sustentação da queima (especialmente em motores de
baixos impulsos específicos).
52
2.2.2 Efeitos da IC no veículo
Qualquer gerente de desenvolvimento gostaria de obter e trabalhar com sistemas de
propulsão que fossem sempre garantidos e livres de IC. Entretanto, para tal o custo seria
proibitivo, os cronogramas seriam excessivamente longos e ,possivelmente, outras
características seriam afetadas em termos de desempenho. Como resultado, o risco de
incompatibilidade entre as características do sistema global e o aparecimento e presença de
IC são constantes. Alguns efeitos no sistema que têm causado problemas em operações de
vôo são:
a) atuação prematura dos ignitores da carga útil. A vibração induz à iniciação.
b) atuação prematura do programa de guiagem conduzindo a manobras inesperadas e
quebra do veículo;
c) interferência no sistema de controle conduzindo a duras e errôneas manobras e
também a perda total do controle. Há ressonância entre o sistema de controle
hidráulico e o modo oscilatório de combustão.
d) vibrações excessivas estruturais e de componentes, resultante da ressonância entre
freqüências das oscilações da combustão e do modo estrutural.
2.2.3 Efeitos da IC na exaustão e no meio ambiente
A instabilidade de combustão pode afetar a exaustão e vizinhanças do motor em
modos previsíveis. Embora esses efeitos não tenham sido a fonte de muitas falhas ou
estudos até agora, eles merecem uma revisão tendo em vista aplicações futuras:
a) o começo esporádico da instabilidade pode causar flutuação na exaustão depois da
53
queima.
b) embora não extensivamente estudada, IC muito provavelmente produz
características singulares na exaustão que podem permitir identificação remota
durante os tiros.
c) o modo de instabilidade axial produz uma espécie de som característica que pode
interferir com o teste ou funções de lançamento.
d) os produtos condensáveis da reação são freqüentemente úteis para promover a
operação estável do motor. Mas a presença desses produtos é indesejável em
algumas aplicações por causa da visibilidade da exaustão ou devido ao depósito em
superfícies sensíveis no veículo de vôo ou no lançador.
2.2.4 Efeitos da IC nos programas de desenvolvimento
Instabilidade de combustão é tratada por vários engenheiros ou projetistas como
sendo um problema que cobre de 0 a 80% de todos os programas de desenvolvimento de
motores a propelente sólido, com 40% sendo um a estimativa geral razoável. Isso depende
do que é considerado um “problema”. Nos itens anteriores, alguns dos efeitos diretos da IC
foram listados. Do ponto de vista gerencial há outras considerações relacionadas com o que
deve ser feito para tratar com o problema IC. Esses itens serão importantes na seção
subseqüente em se tratará como minimizar riscos de IC. Para o momento, são considerados
alguns problemas gerenciais que podem ser causados por IC:
a) um planejamento para tratar com o problema potencial de IC deve ser criado
durante a fase de proposta do programa de desenvolvimento;
54
b) o gerente do programa pode achar que a seleção do propelente e o formato
geométrico do grão estão otimizados sem suficiente consideração da estabilidade da
combustão. No momento em que um motor em escala real é testado e revela a
presença de IC, pode haver pouca ou nenhuma chance de correção;
c) projetistas de sistemas de veículos não têm dados consideráveis sobre níveis de
vibração ou freqüências induzidas por IC. Portanto, não prevêem controle de projeto
e qualidade para tais vibrações;
d) os problemas específicos com IC apresentados em itens anteriores podem causar
atrasos dos programas e incremento dos custos associados;
e) procedimentos ordinariamente utilizados para controle de IC e qualificação de
componentes não são sempre suficientes para evitar o aparecimento de problemas
durante a produção ou vida útil do foguete. Se a presença do problema não é
verificada no início, as conseqüências podem envolver altos custos;
Métodos de teste e instrumentação usados durante as fases iniciais de
desenvolvimento do motor podem não ser adequados ou sensíveis o suficiente para detectar
IC.
2.3 Tipos de Instabilidades de Combustão
Uma classificação minuciosa é difícil, mesmo porque muito há para ser estudado e
conhecido. Williams (1985), assim classifica os tipos principais:
55
a) instabilidades de câmara: aquelas que estão especificamente associadas com a
ocorrência de combustão dentro de uma câmara;
b) instabilidades do sistema: aquelas que envolvem uma interação dos processos
ocorrendo dentro da câmara de combustão com os processos operativos em , ao
menos, uma parte do sistema;
c) instabilidades intrínsecas: que são inerentes aos reagentes e independentes das
propriedades da câmara. Podem depender da cinética da combustão (Barrère e
Williams, 1969).
O primeiro é o mais comum; é caracterizado pela propagação de ondas acústicas na
câmara. Também conhecidas como Instabilidades Acústicas. Qualquer instabilidade é
oscilatória e possui uma freqüência que é determinada pela geometria da câmara e pela
velocidade média do som no meio e pela direção da oscilação no meio.
As Instabilidades Acústicas por sua vez classificam-se em:
a) Instabilidades de baixa freqüência envolvendo oscilações uniformes de pressão;
caracterizada por freqüências entre 10-200hz. É mais raramente observada e é
também conhecida como Instabilidades de Helmholtz.
b) Instabilidades de freqüência intermediária envolvendo oscilações de forma
longitudinal ou axial do combustor; caracterizada por freqüências entre 200-800hz.
Maior taxa de queima aumenta a instabilidade de combustão, especialmente com
propelente de queima lenta. Pode provocar ondas de choque.
56
c) Instabilidades de alta freqüência; caracterizada por freqüências maiores que 800hz.
Geralmente, envolvem a excitação de formas acústicas transversas ou
tridimensionais do combustor (Barrère, 1992).
Interessantemente, apesar da presença dos processos de combustão e complexos
escoamentos em regime permanente dentro do combustor, as características das oscilações
resultantes estão bem próximas daquelas observadas em sistemas acústicos excitados desde
que similares geometricamente (Zinn, 1998).
A Figura 2.2 mostra os modos acústicos para um motor foguete típico.
FIGURA 2.2 – Modos acústicos para um foguete típico.
Modo longitudinal
Modo tangencial Modo axial
57
CAPÍTULO 3
O QUEIMADOR EM T
3.1 Descrição
O queimador em T é o mais importante e largamente equipamento utilizado para
determinação da resposta de propelentes sólidos a variações acústicas de pressão (Brown et
al, 1978). Tendo sido o primeiro método para a análise do fenômeno de instabilidade de
combustão, até hoje, considerável esforço tem sido dirigido para definir e consolidar seu
comportamento (Strand, 1992).
A forma simples do queimador em T está apresentada na Figura 3.1, justificando a
razão para seu nome. Nela estão esquematizadas as flutuações de pressão e velocidade. A
Figura 3.2 apresenta o queimador utilizado neste trabalho e a Figura 3.3 um queimador
julgado padrão e desenvolvido por Culick (1976). É basicamente uma câmara cilíndrica de
orifício central com discos de propelentes sólidos colocados em suas extremidades. Os
produtos da combustão do propelente são exauridos através de uma abertura, a perna do T.
Esta configuração permite maximizar a excitação do modo longitudinal fundamental na
câmara e, desta forma, produzir a pressão acústica máxima na superfície de queima do
propelente (Brown et al, 1978; e Strand, 1992).
Em outras palavras, o queimador em T é um combustor que consiste num cilindro
que pode ter seu comprimento ou até mesmo a área variável. As amostras de propelente são
colocadas em ambas as extremidades. A tubeira é disposta no centro do cilindro e o
escoamento é dirigido para fora, perpendicularmente ao eixo do cilindro, na direção de um
reservatório de alívio. O calor adicionado pela combustão dentro do cilindro do combustor
está em fase com as flutuações de pressão, em conformidade com o Critério de Rayleigh
58
(Equação 3.1), o qual afirma que se a taxa de calor transferida periodicamente ao
escoamento estiver em fase com o crescimento da pressão, então a amplitude de pressão
aumentará (Barrère, 1992).
0>∫ ′dtpQ (3.1)
FIGURA 3.1 - Desenho esquemático do t-burner e da distribuição das flutuações de pressão e velocidade.
u’
u
Transdutor de pressão
Envelope das oscilações de
pressão
Envelope das oscilações de velocidade
59
O queimador em T ou “T-burner”, neste sistema, permite que sejam provocadas
nele instabilidades de combustão de forma acústica longitudinal, e somente elas.
FIGURA 3.2 – Queimador em T utilizado.
Abruptamente, após a ignição do propelente, oscilações de pressão aparecem no
queimador e crescem até uma amplitude limite ser alcançada. Permanecem nesta amplitude
até ocorrer o fim da queima, quando, por causa das perdas ocorridas na câmara, decaem.
Tais oscilações são medidas através de sensores de pressão e registradas, permitindo
a obtenção de informações acerca da habilidade do propelente testado responder a
flutuações ou variações de pressão, a chamada admitância acústica. Este é o objetivo do
uso primário do “T-burner”, o qual normalmente é utilizado em estudos do efeito de
mudanças sistemáticas na formulação de um propelente.
60
FIGURA 3.3 – Queimador em T padrão.
FONTE: Culick (1976).
1 - BLOCO CENTRAL2 - TUBO ACÚSTICO3 - BLOCO DE ACOPLAMENTO2 - TUBO ACÚSTICO4 - BLOCO QUEIMADOR
5 - PESCOÇO
6 - CONJUNTO UNIFLUXO
CONTROLE DE PRESSÃO
LOCALIZAÇÃO APROXIM. DA CABEÇAPESO DA CABEÇA = 35 LBMATERIAL DA CABEÇA = FERRO
ESPAÇO ENTRE A CABEÇA E OTOPO DO CILÍNDRO = 1-1/2"
CONJUNTO PISTÃO: 1FT DE VOLUME,NÃO INCLUÍNDO A CABEÇA
3
MONTAGEM DO QUEIMADOR - T
LINHA DE NITROGÊNIOMANÔMETRO DO CONJUNTO PISTÃOVÁLVULA ESFERA PARA CONTROLE DE LINHALINHA DE ARMANÔMETRO DO TANQUE
3/4" I.D. LINHA E VÁLVULA DE ESFERA
ARRANJO DO QUEIMADOR - T ( FECHADO )
TANQUE DE ALÍVIO
61
3.2 Aplicações e tipos de Queimadores em T
O queimador em t unidimensional provou ser uma ferramenta útil de pesquisa que
pode ser utilizada em vários tipos de investigações, especialmente quando não há outros
métodos mais modernos. Pode ser usado para estudar o comportamento de um propelente
que, sendo parte de um sistema acústico complexo, participa no movimento acústico que
existe durante a combustão oscilatória. Também, pode determinar a estabilidade relativa de
diferentes propelentes pela comparação da severidade das oscilações geradas por sua
combustão ou por suas taxas de crescimento (Horton, 1964)
O queimador em T pode sofrer variações em seu formato físico a fim de atender
diferentes solicitações, como aumentar a área exposta de queima no caso de queimadores
de área variável. A seguir, são apresentadas algumas variações quanto à posição e formato
do grão de propelente. A parte em negrito da figura apontada pelas setas representa esses
grãos. A primeira configuração é a conhecida como padrão.
FIGURA 3.4 – Configuração de um Queimador em T: básica e de área variável.
62
3.3 Noções fundamentais da acústica do queimador em T
A freqüência das oscilações é determinada pelo comprimento do combustor que for
ocupado pelos gases oriundos da combustão. Corresponde a mais baixa freqüência acústica
da câmara.
Laf
2= (3.2)
onde f é a freqüência, a a velocidade média do som e L o comprimento do queimador.
A Admitância Acústica é definida como a razão complexa entre as flutuações de
velocidade do gás normal à superfície de queima e as flutuações de pressão, normalizada
com respeito à pressão média da câmara e velocidade do som na superfície de queima. A
Admitância bA pode ser escrita:
pu
baP
bA′′
=γ
(3.3)
onde γ é a razão entre os calores específicos a pressão e a volume constantes, ba a
velocidade do som na superfície de queima, u′ é a flutuação de velocidade normal à
superfície, p′ , a flutuação de pressão e p , a pressão média na câmara.
Disto fica aparente que o componente da flutuação de velocidade não está em fase
com a flutuação de pressão.
63
Se as fases são medidas com respeito à pressão, então a parte em fase da velocidade
proporcional à parte real da Admitância.
A taxa na qual trabalho mecânico do tipo “p-v” é realizado sobre a superfície de
queima é igual à média temporal do produto das componentes em fase da pressão e da
velocidade naquela superfície, e é portanto proporcional à parte real da Admitância
Acústica.
Isto é:
221
pAa
PW r
bb
mec ′=γ
& (3.4)
O fluxo médio também pode executar trabalho sobre as ondas acústicas e a taxa
total de adição de energia para o campo acústico é a soma dos dois efeitos.
Ao mesmo tempo, perdas tais como aquelas ocorridas através de dissipação viscosa
e térmica próximas às paredes da câmara retiram energia das ondas acústicas.
Naturalmente, para que as oscilações cresçam, os ganhos devem exceder as perdas.
No queimador em T este é freqüentemente o caso, uma vez que às perdas são relativamente
pequenas.
No estudo de instabilidade acústica, uma outra quantidade geralmente de interesse é
a função resposta do propelente. Definida como a razão entre as flutuações na velocidade
de queima e as flutuações na pressão, a função resposta do propelente bR pode ser escrita
64
(normalizada):
pr
rpRb ′
′= (3.5)
onde r é a velocidade média de queima do propelente e r’ a flutuação da velocidade de
queima na superfície do propelente.
Como o fluxo de massa na superfície de queima é relacionado com a velocidade de
queima por:
rm sρ= (3.6)
onde sρ é a massa específica do propelente, a função resposta pode ser definida por:
pm
mpRb ′
′= (3.7)
Como a admitância, a função resposta é também complexa, visto que as flutuações
normalmente não estão em fase.
A função resposta, mais do que a admitância, é de particular importância para
modelos teóricos da zona de combustão, visto que estes estão relacionados com a taxa de
queima como uma função da pressão na superfície do propelente.
65
É possível relacionar a função resposta com a Admitância, lembrando-se que o
fluxo de massa na superfície de queima é dado por:
um ρ= (3.8)
onde ρ e u são a massa específica e velocidade dos gases de combustão.
Pode-se notar facilmente, introduzindo perturbações, que:
uu
mm ′
+′
=′
ρρ
(3.9)
Combinando-se este resultado com as definições da função resposta e Admitância,
obtém-se:
ppM
ARb
bb ′
′
+= ρρ
γ (3.10)
onde bM é o número de Mach do escoamento médio na superfície de queima.
Se as oscilações forem consideradas isentrópicas, então:
pp′
=′
γρρ 1
(3.11)
E a forma da expressão se reduz a:
66
)(1bb
bb MA
MR +=
γ (3.12)
Em geral as oscilações não são isentrópicas e esforços consideráveis têm sido
despendidos para se provar a existência de ondas de entropia deixando a superfície de
queima (Salles, 1982).
Apesar disso, para o presente propósito, será suficiente assumir condições
isentrópicas prevalecendo, assim, a validade da Equação 3.12. Neste caso, as medidas da
Admitância no queimador em T podem ser interpretadas como medidas da função resposta,
portanto ampliando o papel desse equipamento.
Levando-se em conta a análise do comportamento linear do queimador em T,
apenas as aproximações gerais e os resultados finais serão aqui discutidos. Uma das
hipóteses básicas é que a dinâmica dos gases no interior do queimador pode ser
adequadamente descrita pelas equações de conservação linearizadas.
É claro que isto só é válido para oscilações de pequena amplitude. Dentro deste
intervalo de validade, as equações são as usuais da acústica linear com termos adicionais
para levar em conta o escoamento médio.
A Equação 3.3, que define a Admitância do propelente, é usada para relacionar a
velocidade acústica e a pressão na superfície de queima.
Nessa análise, vê-se que idealmente a amplitude das oscilações cresce
exponencialmente no tempo como:
tep α∝′ (3.13)
67
onde a constante de crescimento α é relacionada à função Admitância por):
)(2 )(b
rb
b
MAaL
+=α
(3.14)
Opondo-se ao crescimento das oscilações estão as perdas acústicas no sistema. Logo
após o fim da queima as oscilações decaem:
tdep α−∝′ (3.15)
onde dα definido como um número positivo é a constante de decaimento da câmara.
De outra forma, pode-se afirmar que durante o processo
crescimento/decaimento a pressão pode ser expressa por:
tiat eeppp ω0+= (3.16)
Portanto, a constante de crescimento observada gα é o resultado líquido de dois
efeitos opostos:
dbr
bb
g MALa αα −+= )(2 )(
(3.17)
Remanejando essa equação, vê-se que a parte real da Admitância Acústica poderá
ser inferida em função das medidas das constantes de crescimento e amortecimento
observadas e através do conhecimento do número de Mach do escoamento médio. Portanto:
68
bdgb
rb M
aLA −+= )(
2)( αα (3.18)
O número de Mach do escoamento médio pode ser facilmente relacionado com as
propriedades do propelente. Por definição:
bb a
uM = (3.19)
Pela equação da continuidade:
ru sg ρρ = (3.20)
Usando a lei dos gases perfeitos e a definição de velocidade do som:
2b
g aPγρ = (3.21)
portanto,
ParM bs
b γρ
= (3.22)
Por causa das perdas de calor nas paredes da câmara, a velocidade média do som na
câmara, a , é muito menor do que a velocidade do som na superfície de queima.
69
Geralmente valores de ab, baseados na temperatura adiabática de chama teórica, são
suficientemente precisos para o uso na redução dos dados do queimador em T.
Desta forma, a parte real da Admitância é completamente determinada uma vez que
todos os dados necessários são obtidos através do queimador.
Portanto, através do uso do Queimador em T, pode-se efetuar medições que
permitam o cálculo da admitância acústica, e assim definir os valores de freqüências a
serem evitados, a fim de ser assegurado que o propelente funcione de maneira segura.
71
CAPÍTULO 4
MÉTODOS EXPERIMENTAIS
4.1 Descrição do equipamento
Do ponto de vista mecânico, o queimador em T é de um projeto simples,
consistindo de um pouco mais de uma câmara cilíndrica fechada nos extremos com um
orifício no centro. Embora bastante simples no conceito, tal equipamento tem sido usado de
muitas maneiras em projetos de laboratório ao redor do mundo. Como já salientado
anteriormente, várias modificações do queimador podem ser feitas, dependendo do tipo e
forma do propelente com o qual se esteja trabalhando.
O método utilizado neste trabalho visa ao estudo de modos acústicos longitudinais
excitados dentro do queimador. Isto é feito através da observação de que as oscilações
crescem e decrescem exponencialmente em amplitude durante seus períodos de
crescimento e decaimento, o que simplifica um pouco a análise teórica.
Assume-se, como também já salientado que o T-burner é basicamente um
dispositivo unidimensional. Perry (1970), em seu trabalho de doutoramento, já havia
comprovado tal assunção.
Portanto, através das medidas constantes de crescimento e amortecimento das
oscilações, e conhecendo-se o número de Mach do escoamento médio, é possível inferir a
parte real da admitância acústica.
Assim sendo, para a realização dos testes, instrumentação específica para aquisição
e tratamento dos dados deve ser usada a fim de se medir essas constantes.
72
Como a freqüência é determinada essencialmente pelo comprimento da câmara,
testes com comprimentos variados do queimador devem ser realizados. No presente
trabalho três comprimentos foram utilizados basicamente, apesar da existência de outras
dimensões. Deixou-se de se utilizar outros em face dos diversos problemas vivenciados e
que serão explicados seqüencialmente.
A Figura 4.1 mostra os vários componentes do queimador utilizado e que aproveitou
peças do trabalho de Salles (1982). Foram realizadas modificações no sistema de aquisição
e tratamento, trocando por um mais moderno e de maior capacidade além colocação de uma
espécie de tanque de alívio, a fim de manter constante a pressão dentro da câmara.
FIGURA 4.1 – Componentes do queimador em T.
Basicamente, o queimador é composto por blocos receptores, onde são fixadas as
amostras de propelente (pequenos discos cilíndricos), pelos tubos de conexão, os blocos de
acoplamento e o bloco central onde está localizada a tubeira. A Figura 4.2 mostra a o
propelente em seu bloco receptor.
73
FIGURA 4.2 – Receptores e blocos queimadores.
O diâmetro interno do queimador é de 1.5 pol, coincidindo com o diâmetro das
amostras de propelente. Portanto, a relação entre a área da câmara e a área da superfície de
queima é a unidade. Caso esta relação fosse diferente, as equações de conservação
deveriam levar tal fato em consideração e seriam modificadas. Culik (1972), estabelece
maiores detalhes acerca desse assunto e inclusive propõe um estudo mais geral levando em
conta vários mecanismos de perda de energia acústica numa câmara.
Perry (1970), chegou a fazer um Queimador de vidro, confirmando que muitos
materiais podem ser utilizados na sua fabricação. Entretanto, neste trabalho utilizou-se o
mesmo equipamento de aço inoxidável usado por Salles (1982). Entretanto, fez-se outro
bloco central e outras cabeças em aço carbono, em face da elevada dificuldade em se
desmontar conexões daquele material.
A Figura 4.3 mostra o equipamento todo montado com as ligações e válvulas
necessárias.
74
FIGURA 4.3 –Queimador em T.
É importante ainda lembrar que nitrogênio foi inserido no tanque de alívio a fim de
se pressurizar a câmara para realização dos testes e, como já observado, manter a pressão
aproximadamente constante. Um cilindro desse gás foi colocado ao lado do tanque de alívio
e assim, sempre que um teste era iniciado, a primeira operação era a sua pressurização.
4.2 Técnicas de Ignição
Salles (1982) salientou que o sistema de ignição era um ponto crítico do
equipamento. Apesar das dificuldades iniciais com relação a vazamentos e a necessidade de
ignição simultânea dos propelentes, tais problemas foram controlados. A dificuldade maior
foi encontrar fios resistivos que iniciassem os propelentes sem necessitar de correntes muito
altas que desarmavam toda a rede elétrica do banco de testes. Curtos-circuitos entre o berço
de metal usado para acondicionar as amostras e as cabeças também trouxeram problemas.
Para contorná-los, primeiramente pensou-se em berços de madeira, mas a combustão desta
alterava os resultados. Optou-se, então, por uma placa de teflon para isolar as partes
metálicas, que sanou o problema de uma forma mais eficaz.
75
Tendo em vista a necessidade de iniciação homogênea sobre a superfície do
propelente a fim de que a excitação ocorresse, optou-se por um “trem explosivo” que
constou de: nitrofilme (a base de nitrocelulose) e pólvoras de base dupla, ambos produtos
da IMBEL/FPV. Além disso, uma fina camada de magnésio foi depositada, formando uma
combinação de alta velocidade de queima.
A Figura 4.4 mostra o sistema de inibição o iniciador e a amostra de propelente.
FIGURA 4.4 –Sistema de inibição, iniciador e propelente.
Tentou-se que o dispositivo permitisse uma montagem rápida e segura.
Entretanto,isso só foi alcançado a partir da aquisição de experiência no trabalho.
A Figura 4.5 mostra o sistema de ignição montado e o trem explosivo, bem como o
berço.
76
FIGURA 4.5 –Sistema de ignição e trem explosivo.
4.3 Propelentes
Foram utilizados propelentes de base dupla e composite. Este foi conseguido com o
Centro Tecnológico de Aeronáutica (CTA/IAE) sendo que um deles continha 1,5% de
Alumínio e outro não. Os de base dupla foram conseguidos na FPV/MBEL. Um terceiro
propelente composite foi produzido na FPV após ter sido verificado que nenhum dos
anteriores apresentava alguma oscilação. A composição continha perclorato de amônio,
dibutilftalato e acronal.
As amostras foram inibidas com fitas de etilcelulose e pastilhadas numa espessura
de 7mm cada.
Após essa operação, era colocada a pasta ou elemento iniciador e as amostras eram
levadas para estufas para serem aquecidas a cerca de 50ºC por 1 hora antes do teste.
77
4.4 Instrumentação
O sistema de hardware era composto por um computador Pentium III – 750 MHz,
duas placas de aquisição de dados da Computer Boards de 330 KHz cada, um conjunto de
PLC com três placas de entrada e duas de saída.
Foram utilizados dois tipos de sensores de pressão: Strain Gauge e Piezo Elétrico.
Este último seria considerado o mais apropriado por de ser mais suscetível a pequenas
variações de pressão. Na verdade, o Strain gauge portou-se muito melhor por sua eficiência.
Três sensores eram utilizados simultaneamente, um em cada extremidade do queimador e
outro no centro, próximo à tubeira. A Figura 4.6 mostra alguns detalhes da instrumentação.
FIGURA 4.6 –Detalhes da instrumentação.
Foi utilizada uma fonte de 30Vcc – 10 ampéres, a qual era acionada para ignitar o
propelente. O software utilizado foi da Indusoft ( Supervisório ) para fazer a visualização
das variáveis entre PLC e Computador. Desta forma era possível o operador verificar o que
acontecia no campo através do computador citado acima.
78
Para tratamento de dados, utilizou-se o programa Origin 5.0, o qual propiciava
traçar as curvas e trabalhá-las. Conseguia-se trabalhar desde baixas freqüências até
frequências superiores a 30 khz por canal. Só que quanto maior a freqüência, maior o
tamanho do arquivo.
Foram utilizados alguns filtros RC para filtrar as baixas freqüências, a fim de tentar
obter algum sinal de IC. Entretanto, não se conseguiu obter um bom resultado, levando a
crer que o sistema em si ( propelentes ) não obtinha instabilidade ou a aquisição estava
sendo ineficaz.
4.4.1 Funcionamento de sensores de pressão
a. Tipo Strain Gauge
Baseia-se no princípio de variação da resistência de um fio mudando-se as suas
dimensões. Para variar a resistência de um condutor, deve-se analisar a equação geral da
resistência:
R = ρ L / S (4.1)
A ligação ideal para um strain gauge, com quatro tiras extensiométricas é o circuito
em ponte de Wheatstone, que tem a vantagem adicional de compensar as variações de
temperatura ambiente, pois todos os elementos estão montados em um único bloco.
b. Tipo Piezoelétrico
Os elementos piezoelétricos são cristais, como o quartzo, a turmalina, que
acumulam cargas elétricas em certas áreas da estrutura cristalina quando sofrem uma
79
deformação física por ação de uma pressão. São elementos pequenos e de construção
robusta. Seu sinal de resposta é linear com a variação de temperatura. Quando o cristal é
deformado, libera energia que é transferida para o amplificador, e do amplificador para o
registrador ou controlador/indicador de dados.
É necessário tomar cuidado com o efeito da temperatura, pois a temperatura altera o
sinal de energia liberada pelo cristal. Ultimamente não se tem utilizado o piezoelétrico, por
causa de seu preço elevado, e pelo excesso de equipamento requerido.
4.5 Método de redução de dados
Salles (1982) explica a técnica de redução de dados. Ele afirma que as oscilações
crescem até uma amplitude limite ser alcançada, após o que, decaem. Todo o fenômeno
ocorre em menos de um segundo. Acrescenta que as medidas de freqüência são satisfeitas
dividindo o número de picos observados pelo intervalo de tempo considerado. Dividi-se o
sinal em duas partes, a primeira referente ao crescimento e a segunda ao decaimento. A
medida dos tempos é feita em relação ao primeiro pico tomando-se uma perpendicular ao
eixo das abscissas no gráfico resultante gerado.
Plotando-se semilogaritmicamente a amplitude das oscilações com o tempo durante
o crescimento e o decaimento, observa-se que os coeficientes angulares das retas obtidas
são as constantes desejadas. A Figura 4.7 representa a aplicação dessa metodologia.
Salles (1982), também descreve outras metodologias para a obtenção das constantes
desejadas e, conseqüentemente, da admitância acústica.
Neste trabalho entretanto, em face de não terem sido obtidas as informações
necessárias, tais técnicas não foram aplicadas, nem tais resultados obtidos.
80
FIGURA 4.7 – Resultado típico de um teste com a aplicação da técnica de redução de dados
FONTE: Salles (1982).
81
CAPÍTULO 5
RESULTADOS
Muitos foram os problemas encontrados durante as realizações dos testes. Alguns
logísticos como equipamentos precários e dificuldade de amostras de composite. Outros
operacionais como o elevado tempo e dificuldade da preparação das amostras, os
vazamentos devido à pressurização, além da extrema dificuldade na montagem e
desmontagem do queimador. Porém, a maior parte deles foi vencida com a evolução dos
trabalhos e experiência adquirida.
A Figura 5.1 apresenta um resultado típico de um teste que indica a presença de IC,
também conhecido como “envelope” das oscilações.
FIGURA 5.1 - Típico gráfico de oscilações de pressão.
Os testes foram realizados em três freqüências diferentes determinadas pelo
comprimento do tubo utilizado, buscando-se obter algo semelhante ao da Figura 5.1.
82
O sistema era pressurizado e dispunha de um tanque de alívio. Foram realizados
mais de 200 testes, porém cerca de 160 puderam ser plotados sem que houvesse qualquer
problema. Entretanto, em nenhum deles comprovou-se a existência de um comportamento
oscilatório em três comprimentos diferentes do queimador utilizados.
A seguir são apresentados alguns gráficos resultantes dos experimentos.
A Figura 5.2 representa um teste realizado com propelente de base dupla. Pode-se
observar que os dois sensores tipo strain gauge atuaram simultaneamente e que a pressão
variou, mas não de forma oscilatória. Propelentes dessa natureza são normalmente bastante
estáveis.
FIGURA 5.2 – Resultado do teste com BD.
4M 5M 6M
20
25
30
35
40
P4 P5
Pre
ssão
( at
m )
Tempo ( M = segundos )
83
A Figura 5.3 apresenta o resultado de um teste com composite do IAE com a
presença de alumínio. Esta partícula atua como atenuador das oscilações. Como no anterior,
nenhuma presença de oscilações acústicas.
FIGURA 5.3 – Resultado do teste com composite com alumínio.
Já a Figura 5.4 apresenta o resultado de um propelente sem alumínio. Ainda
nenhuma oscilação foi observada.
4M 5M 6M
20
25
30
35
40
P4 P5
Pre
ssão
( at
m )
Tempo ( M = segundos )
84
FIGURA 5.4 – Resultado do teste com composite
Tendo em vista esses resultados, tentou-se fazer algo semelhante ao “pulsed T-
burner”, o qual tem uma carga explosiva inicial para excitar as oscilações.
Para tal, foi feita uma adaptação na parte oposta à tubeira, no corpo do central do
queimador. Utilizou-se pólvora negra e também outras variações de pólvoras BD por sua
disponibilidade como material de excitação.A Figura 5.5 mostra como ficou o
equipamento. Entretanto, o resultado foi o acréscimo de novos picos no gráfico.
A Figura 5.6 representa essa situação com composite. Mais uma vez, instabilidades
de combustão não foram observadas.
0 1M 2M 3M 4M 5M 6M 7M 8M 9M 10M 11M 12M18
19
20
21
22
23
24
25
P2 P3
Pres
são
( atm
)
tempo ( M = segundos )
85
FIGURA 5.5 – Queimador com dispositivo de excitação ao centro.
FIGURA 5.6 – Resultado do teste pulsado com composite.
0 1M 2M 3M 4M 5M 6M 7M 8M 9M 10M 11M 12M20
21
22
23
24
25
26
27
P2 P3
Pres
são
( atm
)
tempo ( M = segundos )
86
Tentou-se então o composite fabricado na FPV. Tratava-se de uma mistura de 70%
de perclorato de amônio, 20% de dibutilftalato e 10% de acronal. O resultado pode ser
observado na Figura 5.7. Mais uma vez, nenhum comportamento oscilatório foi observado.
Entretanto, o número de picos aumentou, podendo ser indicativo da homogeneização pobre
do material.
FIGURA 5.7 – Resultado do teste pulsado com composite.
Para se comparar os resultados com os dois tipos de sensores utilizados: strain
gauge e piezoelétrico, testes foram realizados com ambos simultaneamente. A Figura 5.8
apresenta o resultado de um desse testes.
4M 5M 6M 7M 8M 9M 10M10
11
12
13
14
15
16
17
P2 P3
Pres
são
( atm
)
Tempo ( M = segundos )
87
Observa-se que ambos apresentam resultados bastante semelhantes. Como o
piezoelétrico somente capta as variações de pressão, indica um valor final de dessa variável
igual ao inicial.
FIGURA 5.8 – Resultado do teste com composite e dois tipos de sensores.
5.0M 5.5M 6.0M 6.5M 7.0M9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
P2 P3
Pres
são
( atm
)
Tempo ( M = segundos )
5.0M 5.5M 6.0M 6.5M 7.0M0
1
2
3
4
5
6
7
8
PE_AA PE_BB
Pres
são
( bar
)
Tempo ( M = segundos )
89
CAPÍTULO 6
CONCLUSÕES E SUGESTÕES
No encerramento deste trabalho, cumpre reconhecer que ele pode ser considerado
apenas como a primeira parte do estudo a que se propunha originalmente. Um queimador
em T foi montado, a instrumentação foi aperfeiçoada para torná-la capaz de acompanhar o
fenômeno, as equações fundamentais do problema foram revistas, o processo experimental
foi desenvolvido e vários problemas operacionais foram resolvidos e outros foram
detectados para solução futura. O tempo disponível não permitiu ir além do ponto a que se
chegou. Mas as condições experimentais estão criadas para que a pesquisa prossiga sem
grandes percalços.
É verdade que o não aparecimento de instabilidades e a não constatação de
movimentos oscilatórios nos mais de 100 ensaios realizados pode significar que os
propelentes estudados são realmente estáveis nas freqüências que foram varridas. Algumas
outras hipóteses porém, devem também ser levadas em consideração.
Foi decidido que os sensores fossem colocados perpendicularmente ao eixo da
câmara, e não atrás do berço, como na maioria dos trabalhos citados nas referências. Isso
permitiu utilizar simultaneamente strain gages e sensores piezoelétricos. Não se acredita
que isso pudesse inibir a captação das instabilidades, mas vale a pena experimentar a outra
posição.
A simultaneidade de ignição nas duas extremidades do queimador é essencial para a
amplificação das instabilidades e a repetibilidade dos resultados, e nem sempre isso pôde
ser assegurado.
Qualquer vazamento é um poderoso fator de amortecimento, e nem sempre eles
podem ser detectados durante o tiro.
90
Todos esses problemas foram analisados exaustivamente. Durante os testes
realizados, cuidados particulares foram tomados para que eles fossem evitados, mas
talvez eles possam ter ocorrido, apesar disso.
No início dos trabalhos, acreditava-se que seria possível conseguir o T-Burner
Manual, que é o documento fundamental para o estudo desse aparelho, mas isso se revelou
impossível, pois ele continua sendo classificado como sigiloso. Os trabalhos em que se
buscou apoio, e que são citados nas referências, na sua maioria, partem daquele manual. A
falta dele obrigou a criar métodos próprios para enfrentar os problemas encontrados o que,
além de consumir muito do tempo disponível, pode ter deixado algum aspecto importante
do problema fora de observação.
Enfim, as sementes estão lançadas e vale a pena continuar esse estudo, em busca de
respostas definitivas para as dúvidas que ainda perduram.
91
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS
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