Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Fernanda Percia França (fernandafranca@bce.unb.br) on 2016-01-05T16:10:41Z No. of bitstreams: 1 2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5) / Approved for entry into archive by Patrícia Nunes da Silva(patricia@bce.unb.br) on 2016-01-07T15:44:02Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5) / Made available in DSpace on 2016-01-07T15:44:02Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_FábioRezendePradodosSantos.pdf: 3468992 bytes, checksum: efa8ff1fd5a9ca676baf6a3fa031dc9c (MD5) / Os motores-foguetes líquidos modernos trabalham com diferentes tipos de combustíveis líquidos que fornecem simultaneamente energia e trabalho. Neste ultimo caso, o fluido de trabalho passa através de um bocal com o objetivo de gerar empuxo. A maioria dos motores modernos utilizam como combustível dois propelentes para criar o empuxo. Porem, um único par propelente não satisfaz todas as missões oferecidas por um foguete: algumas missões necessitam da possibilidade de mais carga útil ou um alcance maior. Assim, o melhor combustível e escolhido para cada situação, com base nas exigências especificas do foguete. Quando ha exigências diferentes e contraditórias, que não podem ser tratadas ao mesmo tempo, a escolha do par propelente e conduzida com base em decisões de conciliem as missões primordiais do foguete. Os dois índices básicos que determinam a qualidade do combustível são: a densidade especifica e o impulso especifico. Esses parâmetros influenciam na geração de energia e na massa do conjunto em todo o foguete. Hoje em dia, e necessário considerar também o aspecto ambiental e, por isso, entra como requisito o quanto o combustível pode causar danos não só ao meio ambiente como também aos seres humanos durante o manuseio. Nesse estudo, diferentes pares propelentes são testados para um mesmo modelo de motor, ou seja, com configuração predefinida, de modo que possam ser comparados. Os propelentes mais comuns foram examinados: oxidantes - tetróxido dinitrogênio, oxigênio liquido e AK27 (mistura que contem acido nítrico) e combustíveis - dimetil-hidrazina assimétrica (UDMH) e querosene. Cinco pares propulsores foram formados pela combinação dos componentes citados. Cálculos termogas-dinâmicos e perfis de câmara de combustão e do bocal expansor foram realizados para cada par propulsor. Com base na comparação das características de massa-energia dos pares propelentes formados, e possível avaliar qual e o combustível mais adequado de acordo com a missão. ______________________________________________________________________________________________ ABSTRACT / Modem liquid rocket engines operating with different kinds of fuel, which constitutes simultaneously an energy source and source of work. In this last case, the fluid working passes through the cut of a nozzle, producing thrust. Most modem engines use a twocomponent fuel. A single propellant pair does not satisfy all possible missions offered by a rocket. Thus, the best fuel for each situation is chosen based on its specific demands. When there are different and contradictory demands that cannot be addressed simultaneously, the choice of the fuel is conducted on the basis of compromise decisions.The two basic indexes which determine the quality of fuel are: the specific density and the specific impulse. These parameters largely influence the power and the mass descriptions of engine, as well as the whole rocket. Nowadays, environmental concerts are also so important aspects to be considered when it comes to the choice of the best fuel. In this study, different propellant pairs are applied to the same preset engine configuration, so that they can be compared. The most common propellants were examined: oxidants - nitrogen tetroxide, liquid oxygen and AK-27. The fuels analyzed were: the asymmetric dimethyl hydrazine and kerosene. Five propellants pairs were formed by combining the cited components. Thermogasdynamic calculations and combustion chamber’s profiles were made for each propellant pair. Based on the comparison of mass-energy characteristics of the propellant pairs formed, it is possible to evaluate which is the most appropriate fuel according to the mission.