Uma grande limitação dos foguetes à propelente sólido consiste na dificuldade de alteração do módulo do vetor empuxo, quando e se necessário, durante a queima do grão. Entre as soluções conhecidas pra resolver este problema encontram-se a utilização de um grão composto de propelentes diferentes, a utilização de uma geometria de grão adequada e a utilização de foguetes auxiliares (e.q. boosters). Estas soluções não significam entretanto um efetivo controle já que não podem ser alteradas durante a queima. Consistem, na sua essência, de uma pré-programação da queima. Um controle efetivo é obtido pela injeção de massa na câmara de combustão, alterando a vazão mássica que flui através da tubeira, as propriedades termodinâmicas do gás produto da combustão bem como outros parâmetros do motor foguete, tendo como resultado a possibilidade de controle do módulo do vetor empuxo quando e se necessário, ou seja, num instante aleatório durante a queima e de reprodutibilidade possível, independente de programação prévia. Este trabalho visa estabelecer primordialmente um equacionamento matemático adequado à obtenção da curva pressão versus tempo de queima durante a queima, sem injeção e com a injeção.

Dentre os sistemas que compõem uma aeronave não tripulada está o sistema de propulsão, conjunto formado pelo motor e a hélice. O ITA recentemente adquiriu motores a pistão de dois tempos com o objetivo de equipar o sistema de propulsão de um projeto de desenvolvimento de uma aeronave não tripulada e tendo a necessidade de levantamento de dados do sistema de propulsão, curva de torque, de tração e consumo específico de combustível, neste trabalho foi desenvolvido um banco de ensaio para executar ensaios estáticos e dinâmicos neste motor. Por razões de tempo e disponibilidades do túnel de vento, foi executado somente o teste estático do motor num sistema de propulsão. Pode-se comparar com os dados do fabricante com o sistema de propulsão desenvolvido, e ensaiado para um conjunto de quatro hélices, foi verificado que os dados reais, de potência e rotação máxima, estão abaixo dos dados fornecidos pelo fabricante.

This work investigates through numerical simulation, the operation of a big bore direct fuel injection spark ignition engine, at part load under stratified operation. It evaluates fuel-air mixture preparation and combustion process with the adoption of detailed chemical kinetics mechanisms for both Isooctane and Ethanol, and applying adaptive mesh refinement to capture the turbulent flame brush. The investigation is split in 3 main parts. In the first part, with Isooctane as fuel, the impact of in-cylinder turbulence level induced by squish has shown that the attempt to isolate the squish ratio, maintaining the bowl shape, for the evaluated cases have led to a scenario not more appropriate for flame initiation and propagation for 2 of the 3 geometries. But the observations made during this initial stage have led to the proposal of a fourth geometry to improve the mixture formation and combustion process. As it was seen the combustion process was about 11.5 deg faster with the new piston bowl proposed. In the second part, still with Isooctane and maintaining the new proposed piston, evaluates the influence of two types of hollow cone fuel injectors, an inwardly and an outwardly opening types, where maintain fixed spark timing, the end of injection is varied and compared among the two cases, while targeting for the same gross IMEP output. The main results are that the outwardly opening injector case resulted in better fuel-air mixture preparation, even with a late end of injection. This led to higher combustion efficiency and lower unburned hydrocarbon, CO and soot emissions, while increasing NOx emissions. The 10-90% MFB burn duration is higher for the outwardly opening injector case. In the last part the outwardly opening spray injector from the previous part, but using Ethanol as fuel has shown that to attain the same IMEP level the injected fuel mass is increased with Ethanol, and with its higher latent heat of vaporization, the time required to have an ignitable fuel-air mixture more than doubled that for the Isooctane case. Another important effect of these is the excessive increase of THC emissions. The overall combustion duration was faster for the Ethanol, mainly as the last part of the combustion was almost twice as fast as for the Isooctane case. It may be a consequence of a more homogeneous fuel-air mixture cloud as the fuel has more time to diffuse as the EOI is more advanced. The in-cylinder charge cooling effect of Ethanol led to a reduction in the in-cylinder temperature, leading to a reduction in NOx formation. CO emissions was also lowered, which is maybe attributed to either the reduced chemical dissociation with the lower temperatures, or reduced fuel rich regions. The reduced fuel rich regions also explain the reason for lower soot emissions.

Esta dissertação descreve estudo de guiamento de veículos espaciais que utilizam propulsão sólida, em especial o VLS, Veículo Lançador de Satélites. Os veículos espaciais que utilizam propulsão sólida não possuem controle do nível de empuxo, assim sua trajetória só pode ser controlada através da mudança de atitude. Seu guiamento é baseado na velocidade e posição instantâneas, na energia embarcada e na trajetória de forma a atender, com êxito, a condição requerida para a satelização. Neste processo, alguns dados são obtidos através de testes em bancos de ensaio, podendo apresentar dispersão ao serem comparados com os valores reais em vôo. Um dos mais importantes é o tempo de queima dos motores, motivador deste trabalho. Busca-se um algoritmo de guiamento insensível a dispersão no tempo de queima. Para que o algoritmo seja insensível a esta dispersão é necessário incluir além da condição de satelização, uma condição que leve o veículo a ter uma trajetória tangente à uma determinada superfície solução, definida por uma equação que relaciona as seguintes variáveis: VT , VR e R, velocidade tangencial, velocidade radial e raio, respectivamente. Assim, independente do momento do fim da queima do motor do terceiro estágio, o veículo já estará no plano solução desejado. O atendimento da condição de insensibilidade deve ocorrer de modo a não prejudicar o atendimento da condição de satelização. A validação deste algoritmo será realizada usando-se o ADAGA, que é um ambiente de desenvolvimento dos algoritmos de guiamento e apontamento.

O sistema de injeção de um motor foguete a propelente líquido (MFPL) é considerado uma das partes mais importantes para o perfeito funcionamento do motor. Seus parâmetros fluidos mecânicos influenciam diretamente no comportamento térmico da câmara, por conseqüência na eficiência de combustão, refrigeração do motor e também na estabilidade dinâmica de todo o motor. Esta dissertação propõe uma metodologia de cálculo para dimensionamento de injetores centrífugos líquido-líquido para motor foguete a propelente líquido, validada através da obtenção da geometria de um injetor já conhecido, o injetor do motor russo RD-109. Este trabalho também estuda aspectos experimentais de influência dos canais tangenciais de admissão de fluido no ângulo de cone, distribuição da vazão mássica e razão de mistura, que são os principais parâmetros de desempenho do injetor. O conhecimento prévio desses parâmetros é útil antes da montagem dos injetores no cabeçote, pois conhecendo seu comportamento é possível distribuí-los de maneira a melhorar a resposta dinâmica do sistema e a eficiência de combustão, otimizando os custos de ajustes do motor na fase de testes a quente.

A escolha correta dos injetores garante uma mistura rápida e um processo estável de queima na câmara de combustão de um motor foguete a propelente líquido (MFPL). Devem ser considerados parâmetros de desempenho do injetor como ângulo de cone de pulverização do spray, distribuição da vazão mássica, distribuição da razão de mistura, tamanho de gota e mecanismos de instabilidade de queima. Esta tese de mestrado apresenta uma compilação dos principais procedimentos de cálculo relativos a injetores centrífugos utilizados em MFPL, obtidos a partir da literatura russa. A comprovação deste procedimento de cálculo é feita mediante duas comparações. Uma a partir da metodologia de cálculo apresentada comparando-se os resultados das dimensões do injetor obtidos, com os dados técnicos do injetor utilizado pelo MFPL RD-0109 operado com oxigênio líquido e querosene; a outra comparação será entre os cálculos teóricos dos parâmetros de desempenho do injetor com os resultados experimentais obtidos a partir de testes a frio. No trabalho verifica-se também o comportamento do injetor quando há variação do comprimento da região do misturador Lmist, analisando as mudanças na distribuição da razão de mistura e na distribuição da vazão mássica característica do injetor centrífugo bipropelente. O conhecimento prévio do comportamento destes parâmetros de desempenho do injetor é útil na fase de testes a quente do MFPL, otimizando e reduzindo os custos de ajuste do motor. O entendimento do funcionamento do injetor centrífugo empregado em MFPL é fundamental para utilização do mesmo em futuros projetos de câmaras de empuxo e geradores de gás a serem desenvolvidos pelo IAE. Caso o projetista opte pelo emprego deste tipo de injetor, esta tese servirá de fonte de referência para o desenvolvimento do projeto.

Este trabalho foi realizado para avaliar o desempenho de composições pirotécnicas para a ignição de propelente sólido. Para esta avaliação foram realizados ensaios na Bomba de Pastilha (Bomba manométrica) e ensaios funcionais de ignitores em micropropulsores com propelente inerte e real. Estes micropropulsores são usados no foguete Veículo Lançador de Satélite (VLS) projetado no Centro Técnico Aeroespacial - Instituto de Aeronáutica e Espaço, CTA/IAE. Quatro destes micropropulsores são instalados no VLS e os funcionamentos devem ocorrer simultaneamente com uma dispersão de no máximo 50 milissegundo, entre eles, para que os propulsores atinjam 75% da pressão de trabalho no estado permanente de combustão. As composições pirotécnicas avaliadas foram: 1- Pólvora negra (PN); 2- Magnésio, Teflon, Viton B (MTV); 3- Magnésio, Perclorato de Potássio e ligante (Mg/KClO4); 4- Boro, Nitrato de Potássio e ligante (B/KNO3); 5- Alumínio, Perclorato de Potássio e ligante (Al/KClO4 ou Alclo). No experimento mais importante realizado neste trabalho, o ensaio de queima no banco de prova com quatro micropropulsores, os ignitores carregados com granulados de B/KNO3 e pastilhas de Al/KClO4 apresentaram o melhor desempenho entre todas as amostras ensaiadas, com dispersão na ordem de 35 ms.

O presente trabalho descreve uma metodologia para cálculo de câmara de combustão de motor foguete a propelente líquido baseado essencialmente na experiência russa. A câmara de combustão projetada é adequada para estágios superiores de foguete e seu desenvolvimento foi focado nas características do motor russo 8D719. Inicialmente é feito um estudo sobre o motor utilizado como referência no projeto e são efetuados os cálculos dos principais parâmetros do motor com 55kN de empuxo, pressurizado por turbobomba (ciclo aberto) e alimentado pelos propelentes etanol e oxigênio líquido, no qual a câmara de combustão projetada se insere. Basicamente, o projeto abrange o dimensionamento geométrico da câmara de combustão incluindo seu sistema de refrigeração regenerativa, a determinação do fluxo de calor ao longo de seu invólucro e a estimativa de sua capacidade de carga. Para dimensionamento da câmara adotou-se as mesmas dimensões da parte cilíndrica do motor 8D719, assim como o número de injetores e o posicionamento desses no cabeçote. Os fluxos de calor são determinados para câmara de parede dupla com canais internos e sua capacidade de carga é estimada levando em consideração apenas os esforços radiais. Os resultados obtidos no projeto estão coerentes com as literaturas utilizadas servindo de base para construção da câmara e validação do projeto.

Este trabalho apresenta o estudo e simulação numérica do escoamento no interior e exterior de um injetor centrífugo bipropelente similar a aquele empregado no motor foguete a propelente líquido RD-0110, pertencente à etapa orbital da nave espacial Soyuz, sendo considerado um dos motores mais eficientes da historia aeroespacial. Além, este trabalho apresenta o desenvolvimento de um modelo matemático capaz de predizer o diâmetro de gota de Sauter em função dos parâmetros geométricos obtidos no estudo do escoamento interno (primeira parte deste trabalho) e parâmetros geométricos externos envolvidos no estudo da estabilidade do filme e dos fenômenos de ruptura da folha cônica, considerando os efeitos da viscosidade do líquido (segunda parte deste trabalho), os tamanhos de gotas calculados com o presente modelo matemático, serão comparados com resultados obtidos a partir de equações empíricas, testes experimentais e da simulação numérica utilizando o modelo de atomização Cone. Para o caso da simulação numérica do escoamento no interior do injetor centrífugo bipropelente foi utilizada uma malha estruturada tridimensional de grande envergadura capaz de abranger três zonas importantes: a câmara de vórtices do estágio de oxidante (injetor centrífugo fechado), a câmara de vórtices do estágio de combustível (injetor centrífugo aberto) e a zona destinada para a visualização do spray, com a finalidade de compreender os fenômenos originados pela interação dos escoamentos de oxidante e combustível no interior do injetor bipropelente. Cabe mencionar que para simular os fenômenos de turbulência, foi utilizado o modelo RNG k-? em regime permanente e transiente as através do código comercial CFD Fluent 14.0. Obtendo assim, uma análise mais confiável das diferentes aplicações utilizadas no desenho e optimização dos injetores centrífugos, procurando à vez, uma adequada atomização, distribuição homogênea dos propelentes na câmara de combustão e dispersão do tamanho de gotas que leve a um processo de combustão eficiente.

Esta dissertação apresenta dois algoritmos para solução de problemas inversos de convecção de calor (PICC): O Método do Gradiente Conjugado Ordinário (MGCO) e o Método do Gradiente Conjugado e Problema Adjunto (MGCPA). O intuito é caracterizar estas técnicas para emprego como ferramenta de projeto durante o desenvolvimento térmico de Câmaras de Combustão de Motores Foguete a Propelente Líquido (MFPL). As ferramentas aqui apresentadas são adequadas para realizar investigações ligadas aos sistemas de refrigeração internos, como Filme de Refrigeração e a Camada de Parede, assim como fundamentar o dimensionamento dos canais de refrigeração externos da Jaqueta de Refrigeração. Os métodos foram submetidos a testes numéricos para análise de incerteza de solução sob influência do Número de Fourier, da incerteza na estimativa das condições de contorno externas, da grandeza do fluxo de calor estimado e da presença de ruído no histórico de temperatura experimental. Ao final é apresentado um experimento onde as técnicas são aplicadas na estimativa da temperatura de parede e fluxo de calor na superfície de fogo de uma placa de cobre aquecida por uma tocha de butano. Também é sugerida e testada uma configuração de termopar com alta velocidade de resposta. As análises feitas mostraram que, uma vez preenchidos requisitos experimentais estabelecidos nesse trabalho, a incerteza da solução inversa obtida por ambas as técnicas se mantém inferior a 5%.