Com o advento de tecnologias de propulsão de veículos a velocidades supersônicas e hipersônicas, questões referentes a elevadas taxas de transferência de calor e magnitude de força de arrasto têm sido analisadas sob vários pontos de vista científicos, como física de plasmas, aerodinâmica, resistência estrutural, dentre outros. Neste trabalho, com o objetivo de se analisar o efeito de adição de energia na forma contínua a um escoamento de alta velocidade, foram realizados cálculos numéricos, por meio do software Fluent, de escoamento considerando a adição de energia sob a forma de calor em uma pequena região a montante de um corpo rombudo. São considerados efeitos pertinentes apenas à dinâmica dos gases, e desconsideram-se efeitos reativos, de formação de plasma e outros que possam surgir devido à energização do fluido em alta velocidade. Os resultados obtidos indicam que o principal efeito da adição de energia ao escoamento consiste em modificar o trajeto de elementos de fluido, desviando as linhas de corrente de tal forma que a onda de choque a montante de um corpo rombudo torna-se mais fraca e com geometria mais alongada. Foi observado que a redução do arrasto causada pela adição de energia contínua pode ser superior a 50% do valor referente ao escoamento sem fonte de calor, embora na aplicação prática desse tipo de processo seja necessário considerar a economia de potência dispendida na fonte de energia e na fornecida ao veículo em comparação com a potência necessária para o veículo manter um voo de cruzeiro. Uma análise paramétrica no que diz respeito ao efeito das variações de potência e localização da fonte de calor, dispersão da energia depositada e número de Mach sobre o arrasto de onda do corpo foi também realizada.

Vários centros de pesquisa estão desenvolvendo novos veículos aeroespaciais utilizando tecnologias propulsivas avançadas. Estato-reator a combustão supersônica (scramjet) é a tecnologia propulsiva que apresenta maior potencial dentre as tecnologias em estudo. Scramjets transportam apenas o combustível, normalmente hidrogênio, utilizando o ar atmosférico como oxidante adquirindo a maior parte da energia cinética necessária para atingir a órbita terrestre durante seu vôo atmosférico. Túneis de choque hipersônicos são dispositivos laboratoriais capazes de gerar o ambiente encontrado em vôos hipersônicos, com relação à velocidade, composição química, temperatura e entalpia do escoamento. A investigação experimental da processo da combustão supersônica, em túnel de choque hipersônico, está sendo realizada no Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, em São José dos Campos/SP. Investigações através da técnica de espectroscopia de absorção, para caracterização dos produtos da exaustão, bem como a visualização schlieren da interação do escoamento hipersônico com a entrada da seção de combustão do estato-reator a combustão supersônica foram realizadas.

Para se estudar o fenômeno da combustão supersônica é necessário utilizar equipamentos para ensaios em solo, tais como túneis de choque, aceleradores de massa e geradores de ar viciado. Para este fim, está sendo instalado no Instituto de Estudos Avançados (IEAv/DCTA) uma bancada de ensaio de combustão supersônica do tipo diretamente conectada, composta por um gerador de ar viciado (GAV) acoplado a um bocal supersônico. Esta bancada estava instalada inicialmente no Laboratório de Combustão e Propulsão (LCP/INPE), mas foi desativada. Uma bancada similar a esta, com melhorias, está sendo montada no IEAv a fim de contribuir o estudo da combustão supersônica que ocorre no combustor do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, que está em desenvolvimento neste Instituto. O escoamento de ar na saída da bancada deverá simular as mesmas condições do escoamento após as ondas de choque formadas pela parte frontal do veículo voando em velocidades hipersônicas. Estas condições são aquelas encontradas na entrada no combustor do scramjet (estato-reator a combustão supersônica), cujas principais características são: velocidades supersônicas e a alta temperatura. De forma a simular este fluxo supersônico, o ar é aquecido por combustão no interior do GAV, enriquecido com oxigênio e acelerado através da tubeira. Este escoamento deve apresentar as propriedades desejadas para o ensaio, além de conter os produtos da combustão, sendo por este motivo chamado de ar viciado, mantendo a mesma proporção de oxigênio da atmosfera. Para isto ocorrer, deve-se avaliar as condições do escoamento ao longo de toda a bancada, de forma a encontrar a melhor razão de equivalência entre os reagentes utilizados para aquecer o ar no GAV para manter a proporção especificada de oxigênio na saída da bancada, bem como determinar a geometria necessária da tubeira para que o escoamento seja acelerado até a velocidade desejada. Neste trabalho é apresentada uma metodologia para este estudo que analisa os processos de combustão no interior do GAV e da injeção de oxigênio suplementar, como também a aceleração através da tubeira considerando dois modelos de gás: caloricamente perfeito e congelado (frozen). Com este estudo será possível ajustar e controlar as condições do escoamento na saída do bocal supersônico, de forma a simular o ar que entra no combustor do 14-X quando em voo, permitindo assim o desenvolvimento das pesquisas da combustão supersônica no interior do motor scramjet.

This work presents an experimental investigation carried out in the Hypersonic Shock Tunnel T3, using the 1:2 scale model of the scramjet technology demonstrator 14-X B, developed at the Laboratory of Aerothermodynamic and Hypersonic Prof. Henry T. Nagamatsu belonging to the Instituto de EstudosAvançados (IEAv). The scramjet demonstrator 14-X B was installed parallel to the free-stream hypersonic flow at angle of attack 0 and Mach numbers 6 to 12 approximately. On the scramjet demonstrator 14-X B lower surface, flush mount piezoelectric pressure transducers are installed to measure the pressure distribution along the model central streamline (longitudinal symmetry line) and off-line. A piezoelectric pressure transducer is installed at the leading edge of the model 14-X B (pitot tube) to measure the freestream total pressure and to infer the airflow speed of the hypersonic flow in the test section of the hypersonic shock tunnel T3. In addition, a theoretical analysis based on the viscous hypersonic flow is applied to airflow over the airframe scramjet engine. The experimental results are collected and analyzed, showing a reasonable agreement with the theoretical ones.

Orientador: Prof. Dr. João Felipe de Araújo Martos / Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do ABC, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, 2014. / O veículo hipersônico aeroespacial brasileiro 14-X B (VHA 14-X B) é um demonstrador tecnológico do sistema de propulsão hipersônica aspirada com base em combustão supersônica (scramjet) projetado para voar na atmosfera da Terra a 30 quilômetros de altitude e número de Mach 7. O VHA 14-X B encontra-se em desenvolvimento no Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Professor Henry T. Nagamatsu do Instituto de Estudos Avançados (IEAv). Uma das metodologias mais importantes na análise e desenvolvimento de um veículo aeroespacial hipersônico são os túneis de vento hipersônicos pulsados, os quais são instalações experimentais em terra capazes de simular as condições de voo, fornecendo dados experimentais para o projeto dos veículos aeroespaciais hipersônicos. Neste trabalho, foi utilizado o túnel de vento hipersônico pulsado T3 que possui 61 cm de diâmetro no bocal de saída e é operado com base na técnica de onda de choque refletida. O T3 foi financiado pela Fundação de Amparo a Pesquisa de São Paulo (FAPESP) e foi projetado para Pesquisa e Desenvolvimento na área de combustão supersônica. Trata-se de um tubo de choque equipado com um bocal convergente-divergente utilizado para produzir elevado número Mach e escoamentos de alta entalpia na seção de teste próximos aos encontrados durante o voo de um veículo aeroespacial na atmosfera da Terra a hipervelocidade. O modelo de 1 metro de comprimento em aço inoxidável do 14-X B foi instrumentado, com vinte e oito transdutores de pressão piezelétricos PCB nas superfícies de compressão, câmara de combustão e de expansão. Utilizando o túnel T3 no modo de operação de equilíbrio de interface para atingir escoamento livre com número de Mach entre 7 e 8 foi realizada a investigação experimental. Medidas da pressão estática no intradorso do modelo 14-X B, bem como fotografias schlieren, feitas a partir do bordo de ataque do modelo forneceram dados experimentais, que foram comparados com as análises teórica-analítica e simulações computacionais de dinâmica de fluidos, ambos utilizadas no projeto do modelo do VHA 14-X B. / The Brazilian VHA 14-X B is a technological demonstrator of a hypersonic airbreathing propulsion system based on the supersonic combustion (scramjet) intended to fly into the Earth¿s atmosphere at 30 km altitude and Mach number 7. The 14-X B was designed o the Prof. Henry T. Nagamatsu Laboratory of Aerothermodynamics and Hypersonics of the Institute for Advanced Studies (IEAv). Hypersonic wind tunnels are one of the most important ground-based experimental facilities intended to simulate the flight conditions providing experimental data to design hypersonic aerospace vehicles and engines. The IEAv 0.60-m nozzle exit diameter Hypersonic Reflected Shock Tunnel named T3 and funded by São Paulo Research Foundation (FAPESP), was designed as a research & development facility for basic investigations in supersonic combustion. The T3 Hypersonic Shock Tunnel is a shock tube equipped with a convergent-divergent nozzle to produce high Mach number and high enthalpy flows in the test section close to those encountered during the flight of a aerospace vehicle into the Earth's atmosphere at hypersonic flight speeds. A 1-m long stainless steel VHA 14-X B model was instrumented with twenty-eight piezoelectric pressure transducers along its compression surface, combustion chamber and nozzle. It was experimentally investigated on the equilibrium interface operational mode of the T3 Hypersonic Shock Tunnel, yielding a freestream Mach number from 7 to 8. Static pressure measurements at the lower surface of the VHA 14-X B as well as high speed schlieren photographs taken from the 5.5° leading edge and the 14.5° deflection compression ramp provide experimental data that was compared to the analytic theoretical analysis and computational fluid dynamics simulation, both applied to the design of the VHA 14-X B.