Estudo de instabilidade de combustão em motor foguete a propelente híbrido

Detalhes bibliográficos
Autor(a) principal: Bertoldi, Artur Elias de Morais
Data de Publicação: 2018
Tipo de documento: Tese
Idioma: por
Título da fonte: Repositório Institucional da UnB
Texto Completo: http://repositorio.unb.br/handle/10482/34285
Resumo: Tese (doutorado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2018.
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Na primeira fase desta pesquisa foi desenvolvida uma metodologia para realizar a caracterização acústica da cavidade interna do motor. A abordagem utiliza o Método da Matriz de Transferência para prever a resposta acústica. Os resultados mostraram boa concordância entre os valores teóricos e experimentais, além de permitir a estimativa das frequências acústicas considerando a variação temporal do diâmetro da porta de combustão. No estudo das instabilidades de combustão de origem não-acústica foi desenvolvida uma extensão do modelo de instabilidade devido ao acoplamento com o sistema de alimentação de oxidante líquido, também conhecida como teoria L*. Através da extensão desta teoria, este trabalho sugere a Eq. (5.40) como forma universal de análise de critério de instabilidade para motor foguete propelente híbrido. Observou-se que o parâmetro Δp/p tem grande influência sobre o comportamento do motor. Em todos os testes em que Δp/p > 0,7 as oscilações de pressão na câmara de combustão ficaram abaixo de 5%. O impacto do comprimento da pré-câmara sobre a estabilidade de combustão foi analisado experimentalmente. Os dados sugerem que o aumento do comprimento da pré-câmara melhora a estabilidade do motor. Desta forma, o projeto de motores de foguete a propelente híbrido deve levar em conta o fato de que a estabilidade na operação do motor está diretamente relacionada a Δp⁄p, através da teoria L* desenvolvida neste trabalho e que o parâmetro τ é mais importante que o tempo de reposta da camada limite, quando é utilizado oxidantes líquidos.Hybrid rockets have attracted renewed attention because of their advantages over the others chemical rockets systems such as simplicity, safety, good performance, comparatively cleaner environmental characteristics and lower cost, particularly compared with solid propellant rockets. In chemical propulsion systems, combustion instabilities are intrinsic phenomena and can occur if the motor design is not developed in order to control the burning process. Nowadays there is not a general methodology to avoid the oscillatory combustion in hybrid rocket motors. This work describes a theoretical and experimental study of combustion instability in hybrid rocket motors. The aim of the research was the development of a systematic approach to characterize the combustion instability of hybrid motor during conceptual design phase. At first, it was developed a methodology to characterize acoustic frequencies of the motor inner cavity. The approach uses the Transfer Matrix Method to obtain the acoustic modes. The results were in accordance with the experimental data, and this methodology allows to estimate the acoustic frequencies taking into account the combustion port time dependency. In order to study non-acoustic instability, this work developed an extension for the feedsystem- coupled instability applied to hybrid motors using liquid oxidizers and we suggest Eq. (5.40) as general instability analysis criteria for hybrid rocket motors. From the investigation of the variables related to liquid oxidizer that influences the oscillatory characteristics of the chamber pressure it is possible to observe that the parameter Δp/p plays an important rule in the motor behaviour. In the tests with Δp/p > 0.7 the combustion chamber pressure oscillation stayed less than 5%. Experimental data suggests that by increasing the motor pre-chamber, it is possible to reduce the combustion chamber pressure oscillation even with a small Δp/p ratio. Thus, the design of hybrid rocket motors must take into account the Δp⁄p influency over the combustion instability. As well the fact that L* theory developed during this work shows that the combustion time delay of the liquid oxidizer (τ) is more important than the response time of the solid fuel boundary layer (τ ), when liquid oxidizer is applied.Faculdade de Tecnologia (FT)Departamento de Engenharia Mecânica (FT ENM)Programa de Pós-Graduação em Ciências MecânicasVeras, Carlos Alberto GurgelShynkarenko, OlexiyBertoldi, Artur Elias de Morais2019-04-02T18:06:33Z2019-04-02T18:06:33Z2019-04-022018-06-27info:eu-repo/semantics/publishedVersioninfo:eu-repo/semantics/doctoralThesisapplication/pdfBERTOLDI, Artur Elias de Morais. Estudo de instabilidade de combustão em motor foguete a propelente híbrido. 2018. 154 f., il. Tese (Doutorado em Ciências Mecânicas)—Universidade de Brasília, Brasília, 2018.http://repositorio.unb.br/handle/10482/34285A concessão da licença deste item refere-se ao termo de autorização impresso assinado pelo autor com as seguintes condições: Na qualidade de titular dos direitos de autor da publicação, autorizo a Universidade de Brasília e o IBICT a disponibilizar por meio dos sites www.bce.unb.br, www.ibict.br, http://hercules.vtls.com/cgi-bin/ndltd/chameleon?lng=pt&skin=ndltd sem ressarcimento dos direitos autorais, de acordo com a Lei nº 9610/98, o texto integral da obra disponibilizada, conforme permissões assinaladas, para fins de leitura, impressão e/ou download, a título de divulgação da produção científica brasileira, a partir desta data.info:eu-repo/semantics/openAccessporreponame:Repositório Institucional da UnBinstname:Universidade de Brasília (UnB)instacron:UNB2024-02-08T21:43:27Zoai:repositorio.unb.br:10482/34285Repositório InstitucionalPUBhttps://repositorio.unb.br/oai/requestrepositorio@unb.bropendoar:2024-02-08T21:43:27Repositório Institucional da UnB - Universidade de Brasília (UnB)false
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