O principal objetivo dessa dissertação é investigar o mecanismo físico de funcionamento do ignitor gás dinâmico para possibilitar uma partida suave do motor L15 e também conhecer as propriedades da chama gerada pelo ignitor, o que possibilirá alteração de parâmetros de operação do ignitor para outros motores. Será apresentada nesse trabalho uma investigação teórica do mecanismo de aquecimento do gás injetado no ressonador do ignitor gás dinâmico, um modelamento matemático para esse mecanismo, incluindo uma rotina de cálculo e ainda, a comparação com os resultados de ensaios. Serão investigados experimentalmente o tempo de ressonância, e como diminuí-lo e a razão de mistura da chama gerada pelo ignitor, de forma que uma chama rica em combustível seja alcançada.

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.

O objetivo principal deste trabalho é apresentar uma proposta de metodologia de ensaio para motores foguete à propulsão líquida. Como Objetivo complementar sugerir quais ensaios preliminares devem ser realizados, cada qual com sua particularidade e importância, antes da realização do ensaio final. O trabalho apresenta para entendimento, considerações sobre a propulsão líquida e ao final realiza um teste a quente aplicando a metodologia proposta. São realizadas simulações com o uso de etanol com adições de água nas proporções 99,5%, 85% e 70% e são apresentados dados coletados necessários para se determinar o ciclograma de funcionamento do motor.

Um motor-foguete movido a propulsão química consiste basicamente de uma câmara cilíndrica na qual ocorre uma reação de combustão, gerando grandes quantidades de gases à altas temperaturas. Nestas condições, os gases ao serem expelidos através do bocal convergente-divergente, denominado tubeira, provocam propulsão do motor. A mistura do oxidante e do redutor utilizados como combustível pode ser líquida ou sólida, dando origem às tecnologias de motor-foguete à propulsão líquida ou motor-foguete a propulsão sólida, respectivamente . O propelente sólido é uma mistura heterogênea, estável, de espécies químicas oxidantes e redutoras. Os propelentes sólidos compósitos são constituídos basicamente por uma matriz polimérica (binder) contendo alta percentagem em massa de partículas sólidas, tais como oxidantes, aditivos metálicos, entre outros. Neste trabalho a modificação do binder constituiu-se na pesquisa de polióis alternativos produzidos na industria, de origem mineral e principalmente de origem vegetal como os polióis produzidos pela transformação do óleo de soja, de forma a oferecer um substituto ao poliol PBLH. O binder sintetizado foi constituído de um elastômero de poliuretano (PU), formado pela reação de policondensação entre um poliol e um diisocianato e para isso, foi utilizado o processo de pré-polímeros que consiste na reação do poliol com o isocianato estequiometricamente em excesso, sendo que isso foi feito em atmosfera sem umidade de N2 à temperatura de 60 C, sob agitação mecânica, produzindo uma estrutura com radicais isocianato (NCO). A adição de aditivos como o plastificante, ao pré-polímero sintetizado ocorreu quando se desejava alterar as propriedades mecânicas do PU final. Ao pré-polímero foi estendida a sua cadeia com um agente de cura sendo produzindo um PU com propriedades compatíveis ao PBLH. A identificação e caracterização do pré-polímero e PU obtidos foi realisada utilizando-se as técnicas Espectroscopia no Infravermelho Médio (FT-IR), Calorimetria Exploratória Diferencial (DSC), Análise Termogravimétrica (TGA), ASTM 5510-10 e Dureza.

O objetivo deste trabalho é realizar a determinação de emissões de HC (Hidrocarbonetos), CO (Monóxidos de Carbono) e NOX (Óxidos de Nitrogênio) em motores aeronáuticos do tipo turbofan e turbofan de mistura interna por meio de modelos termodinâmicos. Os modelos utilizados neste trabalho se baseiam em um método que depende somente da temperatura e pressão na entrada da câmara de combustão (T3 e P3). Este estudo relaciona os parâmetros dos motores aeronáuticos, como a razão de pressão, a razão de passagem e a tração de decolagem, ou tração nominal, aos índices de emissões de HC, CO e NOX na fase de decolagem. Adicionalmente, os resultados obtidos são analisados e interpretados por meio de comparações entre as curvas de tendência obtidas pelo método teórico e as curvas obtidas a partir de dados experimentais oriundos de ensaios realizados em motores aeronáuticos que são disponibilizados pela ICAO ("International Civil Aviation Organization", da língua inglesa). Por fim, o estudo demonstra que é possível utilizar os modelos termodinâmicos, vastamente utilizados durante a fase de projeto de motores aeronáuticos, para determinar os índices de emissões de HC, CO e NOX para a fase de decolagem como uma primeira aproximação e para se observar tendências qualitativas. Dessa forma, a correta utilização dos dados obtidos neste trabalho pode ajudar a determinar os índices de emissões durante a fase de projeto de aeronaves e, conseqüentemente, ajudar a minimizar as emissões em uma das fases de vôo que é considerada crítica.

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.

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.

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.