Estudos sobre o uso de um motor scramjet como estágio atmosférico em um veículo lançador de nanossatélites

• Autor(a) principal: Silva, Elder Samuel Taveira da
• Data de Publicação: 2022
• Tipo de documento: Dissertação
• Idioma: por
• Título da fonte: Repositório Institucional da UFRN
• Texto Completo: https://repositorio.ufrn.br/handle/123456789/47668
• topic: Scramjet; Combustão supersônica; Veículo lançador; Nanossatélites

Esta Dissertação de Mestrado apresenta um projeto preliminar de um veículo aeroespacial, utilizando propulsão hipersônica aspirada baseada em combustão supersônica (tecnologia scramjet), para voo atmosférico a 20 km de altitude, em velocidade hipersônica, correspondente ao número de Mach 5,79. Scramjet é um motor aeronáutico sem partes móveis, onde o veículo aeroespacial integrado a tecnologia scramjet (sistema de propulsão) deverá ser acoplado ao motor foguete. O atual meio de acesso ao espaço é limitado pelo sistema de propulsão química (combustível sólido e/ou líquido) levado a bordo de foguetes. A tecnologia da combustão supersônica (scramjet) está sendo estudada como um sistema de propulsão aspirada, a ser utilizada na fase atmosférica terrestre, para acesso ao espaço. Um demonstrador foi projetado para ser acoplado ao motor foguete Sonda III, para operar como segundo estágio, iniciando a operação à 20 km de altitude. A teoria de ondas de choque oblíquas planas, a teoria de adição de calor em escoamento unidimensional (teoria de Rayleigh) e teoria de ondas de expansão (de Prandtl-Meyer) acoplada a razão de área são aplicadas no projeto das seções de compressão, de combustão e de expansão, respectivamente, do demonstrador scramjet com configuração de admissão interna. Foi considerada velocidade em regime permanente, escoamento unidimensional e ar em condições de gás caloricamente perfeito. São apresentadas as propriedades termodinâmicas (pressão, temperatura, massa específica, velocidade do som) e velocidade do escoamento (número de Mach) ao longo da linha de corrente do bordo de ataque até o bordo de fuga do demonstrador, considerando escoamento sem e com efeitos de camada limite, para as condições de sem queima de combustível (power-off) e com queima de combustível (power-on). Por fim, apresenta-se o projeto conceitual e uma breve abordagem sobre engenharia de sistemas no desenvolvimento de um veículo lançador de nanossatélites.