O principal objetivo deste trabalho é apresentar a especificação de um banco de ensaios de um modelo de turbina axial a gás do motor foguete a propelente líquido RD-0109 russo, com suas principais especificações e características, instrumentação do sistema de medição, sistema de aquisição de dados, bem como o planejamento de ensaios. Para determinar as características de operação da turbina é necessário obter nos ensaios as medidas de rotação, torque, pressão de entrada e saída, vazão mássica e temperatura de entrada e saída. Os dados de medição nos ensaios da turbina serão utilizados para uma análise comparativa com os dados teóricos extraídos do cálculo dos parâmetros de desempenho da turbina a gás. Os ensaios no modelo da turbina axial a gás devem ser realizados utilizando o ar como fluido de trabalho, similar ao fluido-real, e isto se deve ao alto custo e à complexidade dos ensaios se utilizasse como fluido de trabalho o gás gerado pela combustão dos propelentes do motor. Neste caso é evitada a limitação devida a grande dificuldade em proceder-se medições precisas em altas temperaturas e pressões elevadas de entrada e saída.

The stability of a liquid rocket engine (LRE) has long been extensively studied in foreign space programs, mainly because the combustion chamber, by itself, is a source of unstable process. The next phase of the Brazilian space program requires a reliable engine to fulfill the mission goal. Thus, understanding and predicting the influence of self-oscillating process ia a necessity. The theoretical analysis of system stability, as wel as, the simulation of its operation requires the elaboration of the mathematical model to describe, approximately, the most important phenomena of an actual system. In the present work, the calculation of the model parameters is based on a gesidned LRE, which is able to be part of the second stage of the VLS-2. The combustion chamber, the injector head, he cooling jacket and the pipelines constitute a model that is simulated, and the influence of liquid compressibility effect, on its step and frequency responses, is considered. Afterwards, the stability of the system is analyzed using the Routh-Hurwitz criterion. Undoubtedly, the most interesting task in the study of system stabiblity is the definition of how a given parameter of the system influences on its stability. Here, the stated problem is solved by the construction of a region of stability, using three criteria, Mikhailov, Routh-Hurwitz and Hermite-Biehler, to find out the stability limits. The Hermite-Biehler (Interlacing) Theorem succeds in providing this region when more than one parameter is being analyzed. In the last chapter is introduced a new approach for the study of dynamic characteristics of system, the Kharitonov's Theorem, where a parameter is considered with uncertainties. For LRE this is very important, specially when it is treated in the combustion processes.

Este trabalho tem por objetivo a definição de uma metodologia para prédimensionamento e simulação numérica de operação de bombas centrífugas destinadas à aplicação em turbobombas de motores foguete a propelente líquido. São determinadas as dimensões dos principais elementos de uma bomba (dispositivo de entrada, indutor helicoidal, impelidor centrífugo, coletro em espiral e difusor cônico) a partir das características dos fluidos e das condições de operação da bomba no ponto de projeto. Um modelo de perdas, que leva em consideração as principais fontes de variação das condições ideais, é estabelecido. Um algoritmo, implementado em Mathcad, é utilizado para resolver o sistema de equações obtido. Definida a geometria da bomba, um novo algoritmo é definido para obter as perdas durante o funcionamento fora do ponto de projeto, com vistas à obtenção dos mapas de desempenho de bomba centrífuga. A validação do algoritmo é feita através do dimensionamento e da simulação numérica de uma turbobomba equivalente à utilizada no motor RD109, de fabricação russa, cujas dimensões principais e característica energética, no ponto de projeto, são conhecidas.

O presente trabalho tem o objetivo de desenvolver um programa para o controle e aquisição de dados do novo banco de testes de 50 à 100kgf de empuxo de um motor foguete a propelente líquido e prover meios para que o motor funcione de acordo com os parâmetros de projeto. O software LabVIEW foi escolhido para o desenvolvimento do programa devido a sua facilidade de utilização, sua fácil interface com o usuário e pelo fato do laboratório de propulsão líquida do IAE já utilizá-lo no controle e monitoramento do Banco de Testes BT02T . O controle e a aquisição de dados dos ensaios serão feitos automaticamente, e para que o programa atenda aos requisitos de operação do motor foi desenvolvido o sequenciamento de operações do banco de testes para garantir que os vários componentes do sistema operem de forma esperada através do estabelecimento da cronologia dos eventos e de forma segura.

Calculando quinze motores (variando a pressão de câmara e a razão de expansão dos gases) e mais cinco geradores de gás (variando apenas a pressão de funcionamento), propulsionados a LOX e álcool, foi selecionado um motor compatível com o atual motor russo RD109 (LOX e querosene) com os dados numéricos gerados por um algoritmo de cálculo. Uma vez escolhida à pressão de câmara, foi possível dimensionar um motor de 75kN com um gerador de gás que alimenta uma turbo bomba com funcionamento de ciclo aberto. Neste trabalho, foi estudado um novo tipo de gerador de gás alimentado por injetores de célula única, com duas regiões de queima, com o objetivo de reduzir a formação de fuligem. Com o modelo proposto de gerador de gás foi realizado um estudo estrutural estático, para verificar a espessura mínima da parede da câmara geradora de gás.

Este trabalho se direciona na construção de um modelo detalhado de elementos finitos da Câmara de empuxo do motor L15 a propulsão líquida. O sistema estrutural compõe-se das seguintes partes: tubeira, suporte, garganta, cinta de resfriamento e câmara de combustão. A pré-análise, apresentada neste trabalho, ajuda a compreender e prever a influência das deformações e respectivas tensões, antes da construção de um protótipo para ensaio reduzindo esforços, custos e permitindo uma visão com boa margem de segurança sobre os resultados que serão obtidos com os testes práticos. A análise teórica da estabilidade de um sistema, assim como também, a simulação de sua operação, requer a elaboração de um modelo matemático para descrever, sempre com algum nível de aproximação, os fenômenos mais importantes do sistema real. No presente trabalho, esta modelagem é feita pelo "software" MSC. "Patran/Nastran V.2004" através da criação de modelos geométricos e a geração de malha com materiais diversos. É possível por meio do "software" utilizado, prever as tensões em áreas críticas, melhorar a qualidade dos resultados através do refinamento de malha. O método proporciona uma redução significativa no tempo e no esforço necessário para a realização da análise estrutural. Os resultados foram comparados com valores obtidos para tensão de escoamento e ruptura dos materiais, e margens de segurança foram determinadas.

O presente estudo contempla a análise de um modelo específico de cabeçote de injeção de propelente líquido para motor foguete e compara os dados provenientes do cálculo e as considerações empíricas com os testes de comprovação. Utilizando de base o cabeçote de injetores do MFPL L15, os testes permitirão qualificar os principais dados referentes a distribuição de injetores e a eficácia da mistura por conseqüência do arranjo escolhido para tal. Com um projeto que prevê uma distribuição garantindo, além da queima, líquido para a proteção da câmara de combustão, este trabalho analisa o efeito desta mistura em camadas adjacentes e sua participação no processo de combustão. Os testes que se sucederam permitiram a análise de todos os parâmetros requeridos para o estudo em questão, evidenciando também a possibilidades de considerações acerca da geometria empregada.

Esta dissertação apresenta uma análise estrutural em regime transiente da câmara de empuxo do Motor Foguete a Propelente Líquido L15 que se encontra em desenvolvimento na Divisão de Propulsão Espacial, no Instituto de Aeronáutica e Espaço. Para tanto foi utilizado o método de elementos finitos por meio dos programas MSC.Patran e MSC.Nastran. O regime transiente caracteriza-se pela existência de um carregamento dinâmico, a pressão de câmara, variando no domínio do tempo. Para a determinação das respostas dinâmicas foi selecionada uma solução MSC.Nastran que calcula a resposta utilizando o método da superposição modal. Deslocamentos e acelerações de nós em duas diferentes regiões da câmara de empuxo (região cilíndrica e tubeira) foram resultados utilizados para quantificar a magnitude e intensidade das vibrações geradas nesses locais e verificar a influência do amortecimento.

Neste trabalho, foi investigado o comportamento da garganta da tubeira de um motor foguete líquido hipotético de 5 kN, dimensionada para operar com o emprego de materiais ablativos e metálicos. O foco do trabalho foi o emprego de tubeiras confeccionadas em grafite recoberto com filme de SiC pelo processo de deposição química na fase vapor (Chemical Vapor Deposition) com espessura da ordem de 20?m. No intuito de avaliar suas propriedades ablativas e microestruturais, as tubeiras foram expostas a um fluxo de calor de 0,75 MW/m2 gerado por uma tocha de plasma de arco não transferido operando em ar a pressão atmosférica. A tocha foi operada na faixa de potência variando de 30 a 40 kW com eficiência térmica em torno de 75% obtida para uma vazão de ar de 4 g/s. As propriedades ablativas das tubeiras de grafite com e sem recobrimento de SiC foram avaliadas pela determinação da percentagem de perda de massa em função do tempo de exposição ao jato de plasma. Para um tempo de exposição de 60 s, as tubeiras de grafite sem o recobrimento de SiC apresentaram uma percentagem de perda de massa de até 10% superiores comparadas as tubeiras revestidas, evidenciando um grande potencial de aplicação em câmaras de motores foguete a propelente líquido. As análises das características microestruturais e composição das superfícies tratadas, realizadas por MEV e DRX respectivamente, mostram um processo de oxidação intenso do filme de SiC, especificamente pela formação de uma camada de passivação de SiO2 na superfície das amostras. Esta camada de óxido é menos catalítica ou menos propensa a reações exotérmicas de recombinação com espécies atômicas geradas no jato de plasma que a do próprio SiC, conduzindo a um processo de oxidação passiva do SiC e consequentemente, inibindo o processo de erosão do recobrimento e da matriz.

Combustion instability problems have been experienced during nearly every rocket engine development program, characterized by chamber pressure oscillations and high density of energy release in a volume having relatively low losses. Several distinct types of instability and their physical manifestations have been observed, although the frequency and amplitude of these oscillations and their external manifestations normally vary with the type of instability. The most destructive type of instability is referred to as high frequency instability, resonant combustion or acoustic instability, which is usually eliminated by use of passive control, involving installation of baffles, resonators, or some other modification of geometry. The main purpose of this work is the experimental investigation of use of passive control devices (Helmholtz resonators and baffles) to control acoustic instabilities in combustion chambers, because this type of instability occurs in liquid rocket engines, rocket motors and industrial burners. The first step of this research is the acoustic characterization of chamber, thus cold tests were carried out on full-scale chamber model to analyze the effects of resonators. Experimental frequency spectrum data are in excellent agreement with resonant frequencies and damping rate calculated by theoretical model, demonstrating resonators efficiency to reduce the amplitude of Sound Pressure Level at given resonant frequency. Afterwards, hot tests were carried out on burner with and without resonators, identifying the frequency spectrum of acoustic pressure in chamber, which was compared with cold tests (full-scale model) results and theory by correction factors of temperature, density, and viscosity. The experimental data validated the methodology to design resonators useable to control combustion instabilities.