UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO GRANDE DO NORTE CENTRO DE TECNOLOGIA
PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA MECÂNICA
ANÁLISE NUMÉRICA DA INFLUÊNCIA DA VELOCIDADE NA COMBUSTÃO SUPERSÔNICA EM UM DEMONSTRADOR SCRAMJET
ÍTALO SABINO ARRAIS BEZERRA NATAL-RN, 2020
UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO GRANDE DO NORTE CENTRO DE TECNOLOGIA
PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA MECÂNICA
ANÁLISE NUMÉRICA DA INFLUÊNCIA DA VELOCIDADE NA COMBUSTÃO SUPERSÔNICA EM UM DEMONSTRADOR SCRAMJET
ÍTALO SABINO ARRAIS BEZERRA
Dissertação apresentada ao Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica (PPGEM) da Universidade Federal do Rio Grande do Norte como parte dos requisitos para a obtenção do título de MESTRE EM ENGENHARIA MECÂNICA, orientado pelo Prof. Dr. Paulo Gilberto de Paula Toro.
NATAL - RN 2020
Universidade Federal do Rio Grande do Norte - UFRN Sistema de Bibliotecas - SISBI
Catalogação de Publicação na Fonte. UFRN - Biblioteca Central Zila Mamede
Bezerra, Ítalo Sabino Arrais.
Análise numérica da influência da velocidade na combustão supersônica em um demonstrador Scramjet / Ítalo Sabino Arrais Bezerra. - 2020.
94 f.: il.
Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Centro de Tecnologia, Programa de Pós-Graduação em
Engenharia Mecânica, Natal, RN, 2020.
Orientador: Prof. Dr. Paulo Gilberto de Paula Toro.
1. Scramjet - Dissertação. 2. Combustão supersônica - Dissertação. 3. Injeção transversal - Dissertação. 4. CFD - Dissertação. I. Toro, Paulo Gilberto de Paula. II. Título. RN/UF/BCZM CDU 621.45
ANÁLISE NUMÉRICA DA INFLUÊNCIA DA VELOCIDADE NA COMBUSTÃO SUPERSÔNICA EM UM DEMONSTRADOR SCRAMJET
ÍTALO SABINO ARRAIS BEZERRA
Dissertação de Mestrado APROVADA pelo Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica (PPGEM) da Universidade Federal do Rio Grande do Norte
Banca Examinadora da Dissertação
Prof. Dr. Paulo Gilberto de Paula Toro ___________________________ Universidade Federal do Rio Grande do Norte - Orientador
Prof. Dr. Israel da Silveira Rêgo ___________________________ Instituto de Estudos Avançados - Avaliador Externo
Prof. Dr. Thiago Cardoso de Souza ___________________________ Universidade Federal do Rio Grande do Norte - Avaliador Interno
DEDICATÓRIA
Dedico este trabalho a minha amada esposa Kátia de Melo Sabino Arrais, meu filho Lucas Sabino Arrais Bezerra, e aos meus pais, Cleonice Sabino de Moura Bezerra e José Amadeu Moreira Bezerra.
AGRADECIMENTOS
À Deus, pelo dom da vida e por jamais me abandonar diante das tantas dificuldades no caminho que trilhei, a qual mantenho-me firme em sua fé.
À minha esposa, Katia de Melo Sabino Arrais, pelo amor, carinho e companheirismo, que me incentivou à efetiva elaboração desta pesquisa. Além disso, por me contemplar com a maior alegria que um homem pode ter, o seu filho, ao qual, juntos, dedicamos nossas vidas.
Aos meus amados e queridos pais, José Amadeu Moreira Bezerra e Cleonice Sabino de Moura Bezerra, pela base moral, educacional e afetiva. Pelo apoio dado em meio a situações de dificuldade e principalmente por acreditar na minha capacidade de crescer em meio aos desafios.
Aos familiares, pela participação em minha vida, pelo apoio, motivação e reconhecimento aos meus esforços.
Ao meu orientador, Prof. Dr. Paulo Gilberto de Paula Toro, pela importante contribuição na construção deste trabalho, através de seus ensinamentos e experiência acadêmica, e principalmente por confiar na minha competência e capacidade intelectual.
Aos membros da banca avaliadora, Prof. Dr. Israel da Silveira Rêgo (Avaliador externo) e Prof. Dr. Thiago Cardoso de Souza (Avaliador interno) pelas suas contribuições ao aprimoramento desta pesquisa.
Aos amigos Jonatha Wallace da Silva Araújo e Felipe Pinheiro Maia pela consideração, amizade e parceria acadêmica.
Ao coordenador do Laboratório de Dinâmica dos Fluidos Computacional, Prof. Dr. Sandi Itamar Schafer de Souza pelo apoio, confiança, parceria e disponibilização dos equipamentos necessários ao desenvolvimento da pesquisa.
À Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior - Brasil (CAPES) - Código de Financiamento 001, pelo apoio e financiamento da pesquisa.
E a todos que contribuíram direta ou indiretamente para realização e confecção do respectivo trabalho.
“No meio da dificuldade encontra-se a oportunidade.”
Bezerra, Í. S. A. Análise numérica da influência da velocidade na combustão supersônica em um demonstrador scramjet. 2020. 94 p. Dissertação de Mestrado (Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica) - Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Natal-RN, 2020.
RESUMO
O sistema de propulsão aspirada baseado em combustão supersônica (Supersonic Combustion Ramjet, ou scramjet), utiliza ondas de choque oblíquas planas ou cônicas para comprimir e desacelerar o escoamento hipersônico de ar em velocidades supersônicas. Testes recentes demonstraram que existe viabilidade na utilização do conceito de combustão supersônica, porém tal tecnologia ainda não é totalmente dominada. O objetivo desta Dissertação de Mestrado é estudar numericamente os efeitos da variação da velocidade do veículo na combustão supersônica de uma mistura hidrogênio / ar atmosférico no combustor do demonstrador scramjet. Foram avaliados dois métodos de injeção transversal (simples e dupla) de combustível e três situações de operação do veículo: nas condições de velocidade de projeto (correspondente ao número de Mach 6,8), em velocidade inferior (correspondente ao número de Mach 6,4) e a uma velocidade superior a projetada (correspondente ao número de Mach 7,2) considerando voo na altitude geométrica de 30 km. Diferentes métodos de injeção de combustível possuem interações de fenômenos particulares e distintos em relação ao escoamento, desse modo, busca-se verificar como a variação das condições de operação do veículo influenciam o comportamento do escoamento, em termos de parâmetros globais e rendimento do processo de combustão. Na modelagem foi considerado escoamento em regime estacionário, ar como gás caloricamente perfeito, mecanismo de cinética química simplificado com 4 espécies e 1 reação química e a turbulência avaliada pelo modelo de transição k-kl-ω. Esquemas de discretização de segunda ordem foram utilizados. São apresentadas curvas de variação de propriedades termodinâmicas e de espécies, visualização de trens de choque, contornos do escoamento e propriedades médias na saída do isolador e do combustor. Revelou-se que houve aumento dos valores das propriedades termodinâmicas (pressão, temperatura e massa específica) e intensificação de trens de choque no isolador com o acréscimo da velocidade de voo. Além disso, houve redução da quantidade de ar admitida no isolador em função de velocidades não operacionais, resultado do afastamento das ondas choque em relação ao bordo de ataque da carenagem. Entretanto, o escoamento manteve-se supersônico na câmara de combustão. Visualizou-se queima espontânea de combustível para todas as
condições testadas cujas eficiências médias com injeção simples e dupla obtiveram 10% e 22%, respectivamente.
Bezerra, Í. S. A. Numerical analysis of the influence of speed on supersonic combustion in a scramjet demonstrator. 2020. 94 p. Master’s Dissertation in Mechanical Engineering - Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Natal-RN, 2020.
ABSTRACT
Supersonic combustion ramjet, or scramjet, is a hypersonic airbreathing propulsion system that utilizes flat oblique or conical shock waves to compress and decelerate hypersonic air flow in supersonic speeds. Recent flight tests have demonstrated that there’s viability in supersonic combustion concept, but such technology is not fully mastered yet. The objective of this Master’s Thesis is to study the effects of vehicle speed variation on the supersonic combustion for a hydrogen/atmospheric air mixture on the scramjet demonstrator combustor. Two methods of fuel transverse injection (single and double) and three situations of vehicle operation were evaluated: at design speed conditions (corresponding to the Mach number 6.8), at lower speed (corresponding to the Mach number 6.4) and at a higher than projected speed (corresponding to the Mach number 7.2) considering flight at the geometric altitude of 30 km. Different fuel injection methods have interactions of particular and distinct phenomena in relation to the flow, therefore, seeks to verify how vehicle's operating conditions variations may influence the flow behavior, in terms of the performance and the efficiency of the combustion process. Steady state flow was considered, air as calorically perfect gas and simplified chemical kinetic mechanism with 4 species and 1 chemical reaction using laminar finite-rate model and the turbulence modeled by the k-kl-ω transition model. Second order upwind schemes were used in the discretization. Variation curves of thermodynamic and species properties, shock trains visualization, flow contours and average properties at the isolator and combustor outputs are presented. It was revealed that there was an increase in the values of the thermodynamic properties (pressure, temperature, density, etc.) and intensification of shock trains in the isolator with the increase of the flight speed. In addition, there was a reduction in the amount of air admitted to the isolator due to non-operating speeds, as a result of the shock waves moving away from the cowl attack board. However, the flow remained supersonic in the combustion chamber. Spontaneous fuel burning was visualized for all conditions tested, whose average efficiencies with single and double injection obtained 10% and 22%, respectively.
LISTA DE ILUSTRAÇÕES
Figura 1 - Desempenho dos sistemas de propulsão ... 2
Figura 2 - Veículo demonstrador Hyshot II acoplado ao motores foguete Terrier-Orion ... 8
Figura 3 - Trajetória de voo do veículo Hyshot... 9
Figura 4 - Veículo demonstrador X-43 acoplado ao motor foguete Pegasus e a aeronave NASA B-52B ... 10
Figura 5 - Trajetória de voo do veículo X-43 ... 11
Figura 6 - Veículo demonstrador X-51... 11
Figura 7 - Trajetória de voo do veículo X-51 ... 12
Figura 8 - Seções do escoamento em veículo integrado a scramjet. ... 17
Figura 9 - Representação de ondas de choque obliqua plana incidente e refletida ... 19
Figura 10 - Modelo scramjet acoplado no bordo de ataque de um motor foguete. ... 24
Figura 11 - Vistas frontal e lateral direita da seção de compressão de um scramjet genérico. 24 Figura 12 - Relações trigonométricas para a seção de compressão de um scramjet com três rampas. ... 25
Figura 13 - Volume de controle para a região de mistura da câmara de combustão de um scramjet ... 29
Figura 14- Combustor com injeção transversal simples. ... 38
Figura 15 - Combustor com injeção transversal dupla. ... 38
Figura 16 - Demarcação dos domínios computacionais. ... 40
Figura 17 - Domínio computacional para seção de compressão e isolador (Região A). ... 41
Figura 18 - Domínio computacional para o combustor com injeção transversal simples (Região B). ... 41
Figura 19 - Domínio computacional para o combustor com injeção transversal dupla (Região B). ... 42
Figura 20 - Malha computacional do modelo para seção de compressão e isolador (Mesh1). 45 Figura 21 - Malha computacional do modelo para o combustor com injetor transversal simples (Mesh2). ... 45
Figura 22 - Malha computacional do modelo para o combustor com injetor transversal dupla (Mesh3). ... 45
Figura 23 - Geometria da seção de teste experimental ... 47
Figura 24 - Distribuição de Temperatura Total ao longo da superfície de Saída do Combustor. ... 48
Figura 25 - Distribuição de frações volumétricas das espécies ao longo da superfície de saída
do combustor. ... 49
Figura 26 - Contornos do Número de Mach na condição de projeto (Mach 6,8). ... 50
Figura 27 - Contornos do Número de Mach na condição inferior a de projeto (Mach 6,4) ... 51
Figura 28 - Contornos do Número de Mach na condição superior a de projeto (Mach 7,2). ... 51
Figura 29 - Fenômeno de separação de camada-limite sobre o cowl. ... 52
Figura 30 - Perfis de velocidade e temperatura na seção de saída do isolador ... 53
Figura 31 - Distribuição de pressão na linha de corrente que passa na seção média do canal . 54 Figura 32 - Distribuição de temperatura na linha de corrente que passa na seção média do canal ... 54
Figura 33 - Convergência da temperatura média medida na seção de saída do combustor ... 56
Figura 34 - Contornos de número de Mach no combustor. ... 57
Figura 35 - Contornos de Temperatura no combustor ... 59
Figura 36 - Contornos de fração mássica de H2O ... 60
Figura 37 - Formação de espécies na saída do combustor ... 61
Figura 38 - Distribuição de pressão ao longo das superfícies de parede e linha média do canal com injeção simples (Mach 6,8). ... 62
Figura 39 - Distribuição de pressão ao longo das superfícies de parede e linha média do canal com injeção dupla (Mach 6,8). ... 63
Figura 40 - Distribuição de pressão sobre a superfície superior com injeção simples. ... 64
Figura 41 - Distribuição de pressão sobre a linha média do canal com injeção dupla. ... 64
Figura 42 - Coeficiente de perda de pressão total para casos de simples injeção ... 65
Figura 43 - Coeficiente de perda de pressão total para casos de injeção dupla ... 66
Figura 44 - Eficiência da combustão ao longo do comprimento do combustor ... 67
Figura 45 – Contornos de Temperatura nas seções de compressão e combustão acopladas para o caso mais eficiente (Mach 6,8 com injeção dupla) ... 68
LISTA DE TABELAS
Tabela 1 - Propriedades atmosféricas do ar a 30 km de altitude. ... 23
Tabela 2 - Dimensões da seção transversal do scramjet (em milímetros). ... 25
Tabela 3 - Especificações do combustível (hidrogênio). ... 32
Tabela 4 - Dimensões preliminares da seção de compressão. ... 33
Tabela 5 - Dimensões definitivas da seção de compressão ... 34
Tabela 6 - Condições de contorno para seção de compressão ... 42
Tabela 7 - Condições de contorno do Inlet para o combustor ... 42
Tabela 8 - Relações de massa total capturada no isolador. ... 51
Tabela 9 - Propriedades termodinâmicas médias na saída do isolador ... 55
Tabela 10 - Resíduos para o balanço de massa no combustor em kg/s. ... 56
Tabela 11 - Propriedades termodinâmicas e frações mássicas das espécies médias na saída do combustor ... 68
LISTA DE SÍMBOLOS
M Número de Mach local -
Mn Componente normal do número de Mach -
a Velocidade local do som [m/s]
γ Razão dos calores específicos -
R Constante Característica do gás [J/kg.K]
T Temperatura estática [K]
V Magnitude do vetor velocidade [m/s]
u Componente do vetor velocidade na direção x [m/s]
v Componente do vetor velocidade na direção y [m/s]
A Área normal ao escoamento [m²]
P Pressão estática [Pa]
Massa específica [kg/m³]
e Energia interna específica [J/kg]
h Entalpia específica [J/kg]
cp Calor específico a pressão constante [J/kg.K]
θ Ângulo de deflexão da cunha [º]
β Ângulo da onda de choque [º]
̇ Vazão mássica [kg/s]
̇ Taxa total de trabalho [kg/s]
̇ Taxa total de calor [kg/s]
̇ Fração mássica -
t Tempo [s]
μ Viscosidade [Pa.s]
D Diâmetro de carga útil do foguete [mm]
S Comprimento da onda de choque oblíqua [mm]
C Espessura da carenagem (cowl) [mm]
E Espessuras das tampas laterais [mm]
Ws Largura da região de captura de ar [mm]
Hs Altura da região de captura de ar [mm]
H3 Altura da câmara de combustão [mm]
L Comprimento do isolador [mm]
f Razão combustível/ar -
fst Razão combustível/ar estequiométrico -
Razão de equivalência -
A
Propriedade termodinâmica genérica média ponderada
pela área sob uma superfície -
M
Propriedade termodinâmica genérica média ponderada
pela massa sob uma superfície -
Coeficiente de perda de pressão total -
SUMÁRIO 1 Introdução ... 1 1.1 Objetivos ... 6 1.1.1 Objetivo Geral ... 6 1.1.2 Objetivos específicos ... 6 1.2 Organização do Trabalho ... 6 2 Revisão bibliográfica ... 8
2.1 Veículos demonstradores de combustão supersônica ... 8
2.2 Pesquisas recentes desenvolvidas em combustão supersônica ... 12
3 Referencial teórico ... 17
3.1 Terminologia aplicada a scramjet ... 17
3.2 Teorias de ondas de choque ... 18
4 Metodologia ... 21
4.1 Metodologia de simulação ... 21
4.2 Construção do modelo físico ... 22
4.2.1 Seção de compressão... 22
4.2.1.1 Design e dimensionamento da geometria do veículo ... 23
4.2.1.2 Critério de máxima recuperação de pressão ... 26
4.2.1.3 Temperaturas de entrada na câmara de combustão ... 27
4.2.1.4 Temperatura teórica mínima do ar ... 28
4.2.1.5 Procedimento de cálculo ... 32
4.2.1.6 Geometria da Seção de compressão ... 33
4.2.2 Seção de combustão ... 34
4.2.2.1 Isolador ... 35
4.2.2.2 Câmara de combustão ... 36
4.3 Modelagem computacional ... 39
4.3.1 Domínios computacionais e condições de contorno ... 40
4.3.2 Modelagem numérica ... 43
4.3.3 Geração de malha ... 44
4.3.4 Critérios de convergência ... 46
5 Resultados e discussões ... 47
5.1 Validação Física ... 47
5.2.1 Convergência da solução numérica ... 50
5.2.2 Avaliação do comportamento do escoamento ... 50
5.2.3 Avaliação dos perfis de velocidade e temperatura ... 53
5.2.4 Avaliação de linhas de corrente ... 54
5.2.5 Parâmetros globais do escoamento ... 55
5.3 Combustor ... 55
5.3.1 Convergência da solução numérica ... 55
5.3.2 Avaliação do comportamento do escoamento ... 56
5.3.3 Campos de temperatura e formação de espécies químicas ... 58
5.3.4 Campos de pressão ... 62
5.3.5 Coeficiente de desempenho e parâmetros globais do escoamento... 65
6 Conclusões ... 70
6.1 Sugestões para trabalhos futuros ... 72
REFERÊNCIAS ... 73
1 INTRODUÇÃO
Projetos avançados em sistemas de propulsão estão em pleno desenvolvimento em vários centros de pesquisa no mundo. Tais sistemas estão sendo projetados e integrados em veículos aeroespaciais para voar em velocidades hipersônicas, isto é, em velocidades superiores ao número de Mach 5. O sistema de propulsão aspirada aplicada para velocidade hipersônicas baseado em combustão supersônica (Supersonic Combustion Ramjet, ou scramjet) está incluso nesse grupo e representa um sistema de propulsão mais eficiente e promissor quando comparado ao único sistema de propulsão já consolidado, o motor foguete.
Scramjets são veículos aeroespaciais que utilizam sistema de propulsão aspirada para voar em velocidades hipersônicas. Eles utilizam o efeito das ondas de choque oblíquas planas ou cônicas para comprimir e desacelerar o escoamento de ar em velocidades supersônicas. A alta energia do combustível injetado e misturado ao escoamento supersônico de ar atmosférico ao final da seção de compressão configura o processo de combustão. A temperatura do ar no início da câmara de combustão é alta o suficiente a conferir autoignição ao combustível (HEISER e PRATT, 1994).
Estes veículos operam segundo um ciclo Brayton aberto e, teoricamente, apresentam maiores impulsos específicos em relação aos motores foguetes em uma grande faixa de velocidades hipersônicas. O impulso específico representa uma medida de referência para quantificar a eficiência em sistemas propulsivos (FRY, 2011). Na Figura 1 são apresentados campos de impulso específico para os sistemas propulsivos conhecidos considerando a utilização de dois grupos de combustível (hidrocarbonetos e hidrogênio).
Observa-se que o poder calorífico do hidrogênio é bem maior em relação aos hidrocarbonetos, e por esse motivo o potencial propulsivo destaca-se pelos altos níveis de impulso específico, isso é percebido pela sobreposição das curvas. Além disso, para as tecnologias de propulsão aspirada (turbojet, ramjet e scramjet) o alcance de altos números de Mach só é possível mediante utilização do hidrogênio. Embora operem segundo faixas de números de Mach distintas, apenas a tecnologia scramjet tem potencial para atingir velocidades hipersônicas e, quando comparada à tecnologia dos motores foguete, possui maiores impulsos específicos em uma grande faixa de velocidades hipersônicas. Portanto, na aplicação de acesso ao espaço, a tecnologia scramjet possui, teoricamente, alto índice de desempenho em relação aos motores foguete.
Figura 1 - Desempenho dos sistemas de propulsão
Fonte: Adaptado de Fry (2011).
Além disso, Scramjets são veículos recuperáveis e não possuem partes móveis. Tais características conferem capacidade de operação em altas velocidades, manufatura simplificada e tornam desnecessário o uso de reservatórios específicos para armazenamento de oxigênio, reduzindo o peso total do veículo e elevando o espaço para carga útil. Por outro lado, diferentemente de sistemas turbojets e motores foguetes, scramjets são incapazes de gerar empuxo partindo do estado de repouso e por isso necessitam de algum elemento acelerador para atingir as condições de projeto e tornar-se operacional. A integração de múltiplos sistemas de propulsão representa hoje um dos principais desafios à viabilidade e utilização dessa tecnologia.
Todavia, testes recentes de voo demonstraram que existe viabilidade na utilização do conceito de combustão supersônica. Segundo os voos:
Do veículo Hyshot, projetado pela Universidade de Queensland, na Austrália, que em 2002, demonstrou a combustão supersônica em voo balístico durante reentrada atmosférica com velocidade hipersônica, correspondente ao número de Mach próximo de Mach 7,5, onde constatou-se presença de combustão supersônica durante a janela de teste de aproximadamente 3 segundos em altitudes entre 35 e 29 km, que permitiu uma razoável correlação entre dados de pós voo e testes realizados nos túneis de choque em solo (HASS, SMART e PAULL, 2005);
Do veículo aeroespacial X-43, que em 2004, executou dois voos durante cerca de 10 segundos, propulsado por combustão supersônica, utilizando hidrogênio como
combustível e alcançando velocidades correspondentes aos números de Mach 7 e 10, na altitude de 30 km (MCCLINTON et al., 2001; MARSHALL et al., 2005);
E do veículo aeroespacial X-51, que em 2010, manteve voo durante 140 segundos em velocidade correspondente a número de Mach 5, na altitude de 30 km, utilizando como combustível um composto hidrocarboneto (HANK et al., 2008).
No Brasil, duas instituições desenvolvem projetos nessa área:
Na Divisão de Aerotermodinâmica e Hipersônica, do Instituto de Estudos Avançados (IEAv), que propôs projetar, desenvolver, fabricar e demonstrar, em voo livre, um demonstrador tecnológico para fornecer propulsão hipersônica baseada em combustão supersônica através dos veículos scramjet 14-X waverider e 14-X S (ROLIM, 2011); No Centro de Tecnologia e Programas de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica
(PPGEM) e em Engenharia Aeroespacial (PPGEA), da Universidade Federal do Rio Grande do Norte (UFRN) que também desenvolve projetos de veículos demonstradores de tecnologia scramjet baseado em combustão supersônica (TORO et al., 2018; ARAÚJO, 2019).
Embora o conceito de combustão supersônica tenha sido viabilizado, tal tecnologia ainda não é totalmente dominada. As propriedades termodinâmicas do escoamento ao longo das linhas de corrente através do veículo são bastante sensíveis às flutuações de velocidade de voo do veículo. Tais flutuações podem não conferir ao ar atmosférico, em velocidade supersônica, temperatura suficiente para iniciar o processo de autoignição do combustível, ou reduzir a quantidade de massa de ar admitida e consequentemente não oferecer oxigênio suficiente para a queima, criar escoamentos com velocidades subsônicas ou entupimentos no canal interno do veículo, entre outros fenômenos não previstos. Dessa forma, a influência da variação da velocidade do veículo scramjet no processo de combustão supersônica deve ser amplamente estudada para oferecer ao veículo maior estabilidade e eficiência no processo de combustão como também conhecer os fenômenos mais relevantes que ocorrem e sanar possíveis problemas decorrentes.
A utilização da Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD) aparece como uma alternativa rápida e de custo relativamente baixo em relação a estudos experimentais tradicionais. Ela fornece uma análise detalhada do escoamento o que permite otimizações dos modelos reduzindo quantidade e custos de experimentos posteriores. Dessa forma, os dados obtidos podem então oferecer aos projetistas informações como campos de pressão, velocidade, temperatura, espécies, entre outros parâmetros importantes em projetos. Essa versatilidade possibilita verificar quais os gargalos e pontos críticos do escoamento e da
estrutura, e daí, propor melhorias de geometria e processos para solução de problemas decorrentes de fenômenos conhecidos e adversos.
Diante disso, a proposta desta pesquisa visa estudar por meio de simulações numéricas os efeitos da variação da velocidade do veículo na combustão supersônica de uma mistura hidrogênio e ar atmosférico na câmara de combustão de um demonstrador tecnológico scramjet. A presente geometria do veículo aeroespacial integrado a um sistema de propulsão baseada em combustão supersônica (tecnologia scramjet) foi projetada e desenvolvida pelo grupo de pesquisa composto pelos alunos de Mestrado Jonatha Wallace da Silva Araújo, Ítalo Sabino Arrais Bezerra e Ramon Carneiro vinculados ao PPGEM/UFRN. O projeto descreve voo operacional de um veículo aeroespacial a uma velocidade hipersônica correspondente ao número de Mach 6,8, na altitude geométrica de 30 km. Foi utilizado nesse processo o código Fluent, do software comercial de Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD) ANSYS.
Para tanto, foram estudados na literatura métodos de simulação de processos de combustão em regimes de escoamento compressível em velocidades hipersônicas para obter e analisar as propriedades termodinâmicas ao longo das linhas de corrente, tais como distribuições de velocidade, pressão, temperatura, massa específica e espécies no domínio e determinar as propriedades médias na entrada da câmara de combustão, considerando diversas configurações de escoamento. Nesse caso, foram avaliados dois métodos de injeção transversal (simples e dupla) de combustível e em três situações de operação do veículo: nas condições de velocidade de projeto (correspondente ao número de Mach 6,8); em velocidade inferior a de projeto (correspondente ao número de Mach 6,4); e uma velocidade superior (correspondente ao número de Mach 7,2), obviamente, mantida a altitude de 30 km de operação em todos os casos.
Segundo especificações do veículo proposto foi construído um modelo em CAD e definidos domínios computacionais para o qual foram associadas malhas em regiões de interesse. Posteriormente, as malhas foram submetidas a sucessivos testes em simulações primárias para atingir tanto padrões de confiabilidade da solução numérica como também um modelo de simulação que capture o fenômeno de combustão supersônica. A validação da modelagem adotada foi feita aplicando a metodologia de simulação utilizada na reprodução dos resultados obtidos por Burrows e Kurkov (1973). Os resultados obtidos foram comparados apresentando desvios inferiores a 10%, o que remete a este trabalho respostas coerentes e representativas.
Para analisar a câmara de combustão são necessárias as propriedades termodinâmicas do ar proveniente da seção de captura de ar e do combustível no domínio. Tais informações
são desconhecidas e foram obtidas através de simulações primárias para o domínio que compreende a seção de compressão e o canal de seção transversal constante conhecido como isolador. As propriedades termodinâmicas obtidas para o ar na saída do isolador foram utilizadas como dados de entrada em simulações secundarias cujo domínio compreende o combustor do veículo. Através das relações estequiométricas da reação química foi desenvolvido um equacionamento que possibilitou calcular e definir as propriedades termodinâmicas de entrada do combustível. Embora uma avaliação mais completa do processo devesse integrar todas as regiões do veículo essa simplificação proporcionou reduzir o custo computacional.
A avaliação do processo de combustão foi feita através de parâmetros de formação de espécies e rendimento do processo ao longo do domínio. Foram consideradas duas modalidades transversais de injeção de combustível mantendo a mesma proporção estequiométrica de ar e combustível para ambas. Isso foi necessário para verificar e estudar as congruências e discordâncias encontradas e relacionadas a troca do mecanismo de injeção dada variação de velocidade do escoamento interno de ar na câmara de combustão.
A pesquisa revelou que houve queima espontânea de combustível para a mistura apresentando aumento de temperatura e redução do número de Mach na saída do combustor em todas as configurações testadas, o que indica que o processo de combustão, dentro desta faixa, mantém-se independentemente da velocidade do escoamento de ar. Entretanto, a massa de combustível não foi totalmente queimada cuja eficiência manteve-se em média variando entre 10% e 22%. Observou-se também redução da quantidade ar capturado em função de velocidades de voo não-operacionais.
Essas informações indicam que, embora a eficiência do processo de combustão seja reduzida, existe uma janela operacional de funcionamento e que métodos de controle de escoamento, e consequentemente, do processo de queima, podem ser aplicados. Paralelamente, a geometria do combustor pode ser estendida para manter as reações de combustão no interior do combustor e assim maximizar o aumento da temperatura. O presente estudo mostra em riqueza de detalhes como essas relações podem viabilizar o controle do processo e maximizar o rendimento do veículo scramjet.
1.1 OBJETIVOS
1.1.1 Objetivo Geral
Analisar numericamente os efeitos da variação da velocidade do veículo na combustão supersônica de uma mistura de hidrogênio e ar atmosférico na câmara de combustão do demonstrador tecnológico scramjet, com a utilização do software de dinâmica dos fluidos computacional (CFD) ANSYS Fluent e seus módulos.
1.1.2 Objetivos específicos
Realizar um estudo preliminar sobre métodos de simulação de processos de combustão em regimes de escoamento compressíveis supersônicos e hipersônicos.
Desenvolver um método de simulação computacional simplificada para caracterizar o processo de combustão supersônica segundo as especificações dimensionais do demonstrador tecnológico scramjet desenvolvido por alunos do PPGEM/UFRN. Validar a metodologia de simulação desenvolvida reproduzindo os resultados dos
experimentos de Burrows e Kurkov (1973).
Calcular o escoamento na câmara de combustão do modelo utilizando o software ANSYS Fluent nas condições de velocidades correspondentes aos números de Mach 6,4, 6,8 e 7,2 considerando dois métodos de injeção transversal: simples e dupla (injetores iguais posicionados de forma concorrente).
Obter, comparar e analisar as linhas de corrente, distribuições de contornos de número de Mach, pressão, temperatura e espécies ao longo do domínio definido para a câmara de combustão em todas as situações propostas.
Calcular coeficientes de rendimento do processo de combustão e propor melhorias estruturais ao projeto do combustor.
1.2 ORGANIZAÇÃO DO TRABALHO
O presente trabalho foi divido em seis capítulos. No primeiro capítulo é abordada a contextualização do problema proposto descrito por uma explanação de generalidades, da
temática principal e da inserção da problemática geral no contexto. Além disso, neste capítulo são descritos os objetivos geral e específicos, bem como, a organização do trabalho.
No capítulo dois destina-se a apresentação de detalhes dos veículos construídos por programas de desenvolvimento de tecnologia scramjet que obtiveram sucesso em demonstrar a combustão supersônica. Neste capítulo são revisados artigos e trabalhos científicos recentes direcionados ao estudo da combustão supersônica de modo a verificar o estado da arte assim como a inserção desta pesquisa nesse cenário.
No capítulo três são mostrados conceitos básicos sobre os fenômenos e princípios físicos envolvidos, nomenclaturas e terminologias utilizadas no projeto do veículo aeroespacial avaliado.
No capítulo quatro são apresentados os métodos desenvolvidos para elaboração do respectivo estudo, que incluem o método de simulação adotado, modelos físicos, discretização de domínios, geração de malhas, condições de contorno, solvers e critérios de convergência.
O capítulo cinco é composto pelos resultados obtidos para as situações estudadas incluindo apresentação e discussão de validação dos métodos de simulação desenvolvidos.
Por fim, o capítulo seis destina-se as considerações finais e conclusões aferidas mediante os resultados apresentados incluindo sugestões para trabalhos futuros.
2 REVISÃO BIBLIOGRÁFICA
Nessa seção serão abordados detalhes dos programas de desenvolvimento de tecnologia scramjet que obtiveram êxito na proposta de demonstração da combustão supersônica. Em seguida, serão revisados artigos e trabalhos científicos recentes, baseados em métodos experimentais e/ou numéricos, direcionados ao estudo da combustão supersônica fundamentando a importância e a inserção desta pesquisa no contexto desenvolvido.
2.1 VEÍCULOS DEMONSTRADORES DE COMBUSTÃO SUPERSÔNICA
A viabilidade da utilização do conceito de combustão supersônica foi realizada através de experimentos em voos do veículo HyShot em 2002, do veículo aeroespacial X-43 em 2004 e do Veículo Aeroespacial X-51 em 2010.
O projeto HyShot teve início em 2001 desenvolvido por alunos de graduação e pós-graduação na Universidade de Queensland, na Austrália. O projeto consiste em um demonstrador scramjet de cunha dupla com combustores de área de seção transversal constante, acoplado aos motores foguete Terrier-Orion utilizados para fornecer aceleração ao demonstrador até as condições de velocidade e atmosfera desejadas ao experimento (Fig. 2) (HASS, SMART e PAULL, 2005).
Figura 2 - Veículo demonstrador Hyshot II acoplado ao motores foguete Terrier-Orion
Fonte: Cain (2005).
O objetivo do experimento em voo foi validar o uso das instalações de teste de curta duração em túneis de choque. Os experimentos ocorreram em voos de trajetória balística com
apogeu a 314 km de altitude com janela de teste na reentrada de aproximadamente 3 s entre 35 e 29 km de altitude em velocidades de voo acima da correspondente a Mach 7,5 (Fig. 3). Após falha no primeiro lançamento (Hyshot-1), um segundo bem-sucedido (Hyshot-2) foi conduzido em 2002, cujas análises dos dados obtidos constataram a presença de combustão supersônica obedecendo correlações semelhantes as obtidas em alguns dos testes realizados em túneis de choque (HASS, SMART e PAULL, 2005).
Figura 3 - Trajetória de voo do veículo Hyshot
Fonte: Hass, Smart e Paull (2005).
O desenvolvimento do veículo X-43 teve seu início com a implementação do programa Hyper-X pela agência aeroespacial norte-americana NASA (National Aeronautics and Space Administration) em 1996, após o término do programa NASP (National Aerospace Plane program) nos anos 90, no objetivo de demonstrar a combustão supersônica e validar a tecnologia bem como testes experimentais, métodos e ferramentas computacionais utilizadas no desenvolvimento do veículo (FREEMAN et al., 1997).
O projeto consistiu na organização de três testes em voos, dois deles planejados para operação do veículo à Mach 7 e um à Mach 10. Após o malsucedido primeiro voo em 2001 e nove meses de investigações do acidente, as pesquisas foram retomadas e em 2004 os voos remanescentes obtiveram sucesso em suas propostas (MARSHALL, CORPENING e SHERRILL; 2005).
O veículo X-43 utiliza tecnologia waverider em sua concepção, possui aproximadamente quatro metros de comprimento. O veículo demonstrador foi acoplado ao bordo de ataque do motor foguete Pegasus, por sua vez acoplado ao extradorso da aeronave da NASA B-52B. O lançamento partiu da base norte-americana Naval Air Warfare Center
Weapons Division localizada na Califórnia, EUA (Fig. 4).
Figura 4 - Veículo demonstrador X-43 acoplado ao motor foguete Pegasus e a aeronave NASA B-52B
Fonte: Fotos disponíveis em https://www.dfrc.nasa.gov/Gallery/Photo/X-43A/Large/index.html, acesso em 24/11/2019; Dimensões do veículo: Marshall, Corpening e Sherrill (2005).
A Figura 5 mostra o perfil da missão e a trajetória do veículo X-43. O veículo será primeiramente acelerado pela aeronave NASA B-52B sobrevoando sobre o oceano pacífico, e em determinado momento ocorrerá o lançamento do motor foguete Pegasus sendo desacoplado da aeronave NASA B-52B. O motor foguete Pegasus, será responsável para acelerar o veículo demonstrador X-43 as condições de velocidade e altitude necessárias ao experimento. Feito isso, a aproximadamente 29 km, de onde o veículo X-43 se separa do
motor foguete e em trajetória horizontal, é executada a injeção de combustível durante uma janela de teste de 10 s.
Figura 5 - Trajetória de voo do veículo X-43
Fonte: Marshall, Corpening e Sherrill (2005).
O projeto do veículo demonstrador X-51 (Fig. 6) surgiu como resultado de programa Hypersonic Technology (HyTech) que foi continuado por investimentos da Força Aérea Norte-Americana. O objetivo do programa visa desenvolver, viabilizar e operacionalizar sistemas de propulsão hipersônica utilizando combustível a base de hidrocarbonetos.
Figura 6 - Veículo demonstrador X-51
Fonte: Disponível em https://www.af.mil/About-Us/Fact-Sheets/Display/Article/104467/x-51a-waverider/, acesso em 24/11/2019.
Foram conduzidos quatro testes de voo iniciados em 2009 na base Pt. Mugu Naval
Test Range, Califórnia, EUA. A metodologia de lançamento é semelhante à utilizada nos
testes do veículo X-43, utilizando a aeronave NASA B-52 e acoplamento ao motor foguete ATACMS (Fig. 6). O veículo manteve voo durante 140 segundos (Fig. 7) em velocidade correspondente a número de Mach 5 (HANK et al.; 2008).
Figura 7 - Trajetória de voo do veículo X-51
Fonte: Hank et al. (2008).
2.2 PESQUISAS RECENTES DESENVOLVIDAS EM COMBUSTÃO SUPERSÔNICA
O conceito de combustão supersônica tem sido viabilizado por diversos testes em voos de veículos demonstradores nos últimos anos, validando experimentos, técnicas, modelos e ferramentas computacionais. Todavia, o que se busca agora é dominar a tecnologia por completo de modo a desenvolver e operacionalizar sistemas de propulsão hipersônica com alta performance e menor custo. Diante disso, os pesquisadores, em sua grande maioria, vêm utilizando o CFD como ferramenta de teste rápida, versátil e de custo relativamente menor quando comparados aos estudos experimentais (em solo ou em voo) tradicionais.
No que se referem à combustão supersônica, as principais linhas de pesquisa estão direcionadas ao estudo de métodos de injeção de combustível, modificações de geometria dos dutos internos de câmaras de combustão utilizando de sistemas de cavidades, interação da turbulência com a chama supersônica, comparação entre modelos numéricos para cálculo de cinética química e predição de fenômenos relacionados a entupimentos e escoamentos subsônicos (fenômeno unstart) na câmara de combustão. Diante disso, a seguir serão
apresentados alguns dos principais artigos e trabalho científicos desenvolvidos visando demonstrar a inserção desta pesquisa no contexto e justificar sua escolha, bem como a importância do debate.
Huang (2016) revisou diversos estudos computacionais e experimentais sobre configurações de injeção transversal por meio de orifícios de parede, documentando e classificando-os de acordo com os aspectos principais de cada modalidade, de forma rica e detalhada. Mediante lições aprendidas, algumas recomendações foram propostas: a utilização de modificações de geometria dos orifícios e estruturas geradoras de vórtices são métodos que devem ser utilizados para melhorar a mistura e consequentemente o desempenho da combustão; os sistemas de injeção de múltiplos orifícios associado aos mecanismos de interação dos choques incidentes se destacam como elementos promissores, pois oferecem melhor dispersão de combustível sobre escoamento supersônico de ar; e as regiões de recirculação decorrentes de geradores de vórtices possuem papel determinante ao desempenho da mistura e da combustão, apesar do método favorecer a perda de pressão total e induzir o aumento da força de arrastro.
Um bom exemplo é descrito por Cerere et al. (2011), que apresentam estudo numérico tridimensional utilizando LES (Large Eddy Simulation) e modelagem de cinética química detalhada para avaliação da combustão supersônica para o veículo demonstrador Hyshot. Foram analisados fenômenos de interação de ondas de choque, camada-limite, mistura, queima, liberação de calor e influencia dos vórtices turbulentos. Foram constatados sistemas complexos de choque decorrentes da injeção de massa de combustível, zonas de separação da camada-limite a montante e a jusante dos injetores transversais cruzados. Houve boa concordância entre os resultados numéricos e experimentais em relação à distribuição de pressão sob a parede apresentando eficiência de queima em 87,65% o que corrobora as recomendações anteriores.
Em contrapartida Liu et al. (2018) avaliaram os efeitos da injeção transversal pulsante utilizando RANS (Reynold Averaged Navier-Stokes equations) e modelagem de cinética química detalhada de taxa finita. Foram estudadas diversas frequências de pulso de pressão de injeção variando entre 8 e 64 kHz e comparadas ao caso de injeção contínua. A injeção pulsante representou aumento da recuperação da pressão total em todos os casos investigados, contudo o ganho de eficiência de combustão só ocorreu à 16 kHz de frequência o que sugere que existe uma faixa de frequências que fornecem bons coeficientes de performance. Logo a combinação do método de injeção transversal pulsante pode trazer um ganho quando combinada aos efeitos dos geradores de vórtices.
Cai et al. (2016) introduziram o estudo numérico utilizando LES e cinética química detalhada para investigação da interação da injeção transversal de múltiplos orifícios em combustores dispostos com cavidades no objetivo de obter estabilização da chama turbulenta. Três esquemas foram estudados com diferentes posicionamentos dos injetores. O esquema de injeção combinada entre injetores localizados à 10 mm da cavidade e outro alocado na parede inclinada da cavidade, mostrou-se um método promissor em decorrência do aumento da intensidade turbulenta local melhorando o processo de mistura e elevando eficiência da combustão. Experimentos conduzidos por Wang et al. (2013) validam e corroboram a proposta desenvolvida.
Os pesquisadores também enfrentam problemas associados à injeção de massa e a combustão supersônica. Conforme estudo desenvolvido por In e Do (2018), o principal deles é fenômeno unstart, caracterizado como um fenômeno que limita admissão de oxigênio nos combustores supersônicos de forma abrupta, induzindo severa instabilidade ao veículo e redução de impulso gerado e por esse motivo deve ser terminantemente evitado. As causas estão relacionadas às condições do ar na entrada da câmara de combustão (número de Mach, pressão, temperatura, massa específica, turbulência, etc.), parâmetros geométricos (razão de contração, ângulos das rampas, comprimento do isolador, etc.) e aumento da contrapressão (liberação de calor de combustão, injeção de massa, separação da camada-limite induzida por ondas de choque).
Chang et al. (2017) revisaram diversas técnicas de detecção do fenômeno unstart. Agruparam correlações e coeficientes que servem como limites e parâmetros de projeto de veículos, selecionaram as mais variadas naturezas associadas ao fenômeno e situações susceptíveis ao desencadeamento do processo, bem como técnicas de predição melhor indicadas em casos específicos.
Dentre os trabalhos documentados, chama-se atenção para o experimento conduzido por Chang et al. (2014) projetado para predizer técnicas de detecção do fenômeno unstart pela investigação de sinais de diversos transdutores de pressão inseridos e alinhados as superfícies das paredes, desde o bordo de ataque do veículo até a saída do combustor. Deste modo foi possível isolar locais a aplicar técnicas de detecção do fenômeno. Paralelamente, foi desenvolvido e testado um algoritmo baseado na derivada do sinal e comparado a outros algoritmos e técnicas de detecção baseados pela magnitude, desvio-padrão e densidade de probabilidade do sinal de pressão aferido no ponto ótimo de leitura. Dois transdutores localizados próximo à entrada do isolador e após a última onda de choque de compressão mostraram-se promissores no processo de predição, entretanto a segunda posição sofre
menores níveis de interferência do escoamento e por esse motivo é o local ideal. Os autores chegaram à conclusão de que a técnica de predição baseada na derivada oferece bom desempenho, acurácia da solução e possui fácil implementação, entretanto aprimoramentos são necessários à técnica.
Quanto à modelagem do escoamento reativo, Ivankin et al. (2019) propuseram descrever técnicas de validação de simulação numérica de escoamentos supersônicos reativos em dutos. O túnel de vento T-131 foi utilizado nesse processo apreciando os resultados obtidos em simulações no combustor supersônico do projeto de cooperação internacional HEXAFLY-INT e em combustores de expansão escalonada. As lições aprendidas foram usadas na predição de um modelo numérico combinado de combustão turbulenta e preparação dos devidos experimentos. O método propôs tratar o escoamento reativo de acordo com os diferentes regimes de combustão. Em regiões pré-misturadas, a contribuição das flutuações turbulentas nas taxas médias das reações foram desprezadas e parâmetros médios de escoamento foram utilizadas no cálculo dos termos fonte, enquanto que em regiões não pré-misturas, caracterizada pelo domínio do processo difusivo, é usado um método baseado na função de densidade de probabilidade (PDF) associada ao modelo flamelet no cálculo dos termos fonte em gases reagentes. Os resultados mostraram que a utilização do modelo combinado apresentou baixo ajuste entre as curvas experimentais e numéricas, entretanto em comparações com coeficientes empíricos, boas correlações foram obtidas.
Em contrapartida, Gao et al. (2016) investigaram dois métodos simplificados de modelagem da cinética química detalhada utilizando RANS reproduzindo os experimentos de Cheng el al. (1994) e Borrows e Kurkov (1973). Foram obtidas boas concordâncias entre os resultados experimentais e numéricos em todas as configurações testadas tanto na dispersão de espécies quanto nas medições de temperatura. No entanto, as curvas numéricas da temperatura se posicionaram levemente deslocadas à obtida no experimento se aproximando da parede em ambos os métodos. As contribuições do método flamelet que leva em sua formulação a consideração dos fenômenos turbulentos, aparentemente, não foram significativas em comparação ao método de taxa finita laminar (Laminar Finite-Rate). Vale ressaltar, que o custo computacional aumenta vertiginosamente à medida que as modelagens se aproximam dos fenômenos reais, o que em determinados casos justifica a utilização de modelagem simplificada desde que devidamente validada.
Em resumo, as pesquisas desenvolvidas geralmente tratam de casos e condições específicas de operação dos combustores, no entanto a sensibilidade às flutuações de velocidade do veículo e mudanças nas propriedades termodinâmicas do escoamento de ar nos
combustores foi pouco avaliada. Choubey e Pandey (2018) utilizaram RANS e modelo de turbulência simplificado para verificar a influencia da variação das condições de contorno de entrada na combustão supersônica em uma câmara de combustão de cavidades verificando efeitos complexos nas relações entre os choques, mistura e queima nos casos simulados. No entanto, a predição desses efeitos direcionados aos veículos não foi perfeitamente mensurada o que corrobora decisões tomadas nesta Dissertação, isto é, a utilização de RANS e cinética química simplificada para avaliação de fenômenos globais, o que concerne soluções relativamente rápidas e com baixo custo computacional.
3 REFERENCIAL TEÓRICO
Nesta seção, serão mostrados conceitos referentes aos fenômenos e princípios físicos envolvidos em projetos de veículos de propulsão aspirada integrados a scramjet bem como nomenclaturas e terminologias utilizadas no projeto.
3.1 TERMINOLOGIA APLICADA A SCRAMJET
Inicialmente, é necessário estabelecer uma nomenclatura utilizada em projetos de veículos integrados a scramjet. Heiser e Pratt (1994) definem tal terminologia subdividindo-o basicamente em três regiões de escoamento ao longo do veículo de acordo com os fenômenos: as seções de compressão (externa e interna), combustão e expansão (interna e externa) conforme Figura 8.
Figura 8 - Seções do escoamento em veículo integrado a scramjet.
Fonte: Adaptado de Heiser e Pratt (1994).
A seção de compressão externa é governada por ondas de choque incidentes, enquanto que a interna por uma onda de choque refletida. A temperatura do ar na entrada da câmara de combustão deve ser suficientemente alta para elevar a temperatura do combustível ao seu ponto de autoignição. O combustível é injetado na câmara de combustão e misturado ao escoamento de ar em velocidade no mínimo sônica, e assim proporcionando queima. As seções de expansão interna e externa, por sua vez, são governadas por ondas de expansão (HEISER e PRATT, 1994).
Quando o escoamento compressível de ar em velocidade hipersônica atinge o bordo de ataque do veículo é então estabelecida uma onda choque oblíqua plana decorrente da mudança de direção das linhas de corrente do escoamento produzindo um efeito de elevação dos valores das propriedades termodinâmicas (temperatura, pressão, massa específica, entalpia
H2 Interna Externa Isolador Combustor Interna Externa Seção de Compressão Seção de Combustão Seção de Expansão
específica, etc.) e redução da velocidade do escoamento. Vale ressaltar que esta seção pode ser construída com múltiplas rampas de modo a fazer com que o escoamento experimente sucessivos processos compressivos.
Ainda na seção de compressão, a onda de choque estabelecida atinge o bordo de ataque da carenagem posicionada estrategicamente para estabelecer uma onda choque refletida que incide dentro da câmara de combustão comprimindo e desacelerando o escoamento novamente.
Na seção de combustão, o escoamento entra na câmara de combustão com velocidade supersônica e condições termodinâmicas ideais à ocorrência de combustão. É injetado o combustível hidrogênio pressurizado e em velocidade, no mínimo sônica, provocando a mistura e posterior queima. Os gases produto da reação de combustão saem da seção de combustão experimentando efeitos de expansão devido à deflexão negativa existente na seção final de expansão. A energia térmica proveniente da queima é convertida em energia cinética onde a velocidade dos produtos da combustão na saída da seção de expansão externa é superior à velocidade corrente livre gerando assim impulso e o efeito de propulsão desejado.
3.2 TEORIAS DE ONDAS DE CHOQUE
Antes de apresentar os métodos utilizados no projeto do veículo demonstrador tecnológico scramjet é necessário introduzir a teoria de ondas de choque planas.
Uma onda de choque é estabelecida em um corpo quando a velocidade do escoamento supera velocidade do som, isto é, em escoamentos cujo número de Mach é superior a 1. O número de Mach é número adimensional comumente utilizado como parâmetro de classificação de regimes de escoamento, e é definido como a razão entre velocidade do escoamento e a velocidade do som no meio (Eq. 1). Em gases perfeitos, a velocidade do som pode ser calculada segundo Equação 2.
a V
M (1)
RT
a (2)
Quando o escoamento supersônico ou hipersônico atinge um corpo ou objeto pontudo em forma de cunha com ângulo de deflexão positiva as linhas de corrente mudam de direção paralelamente à superfície inclinada do objeto. Como consequência, as propriedades
termodinâmicas (pressão, temperatura, massa específica, entalpia especifica, etc.) crescem ao passo que a velocidade diminui, conforme ilustrado na Figura 9.
A onda choque incidente se forma atada ao vértice da cunha com ângulo superior ao ângulo de deflexão . Tal ângulo pode ser calculado conforme a Equação 3 que depende exclusivamente de três outros parâmetros: o ângulo de deflexão ; o número de Mach do escoamento não perturbado ; e do coeficiente de razão entre calores específicos à pressão e volume constantes do ar (ANDERSON, 2003).
2 ) 2 cos ( 1 cot 2 2 2 in in M sen M g tg (3)Figura 9 - Representação de ondas de choque obliqua plana incidente e refletida
Fonte: Adaptado de Anderson (2003).
Para o ar atmosférico, os valores da razão de calores específicos é e a constante do gás igual a .
As razões de propriedades termodinâmicas do escoamento (pressão, massa específica e temperatura) antes (subscrito in) e após (subscrito out) o fenômeno dependem exclusivamente do ângulo da onda de choque incidente e do número de Mach à montante
, conforme as equações abaixo (ANDERSON, 2003).
( ) 1
) 1 ( 2 1 2 sen M p p in in out (4)
( 1)( ) 2
) )( 1 ( 2 2 sen M sen M in in in out (5) out in in out in out in out p p h h T T (6) A >1 Mout< Min pout> pin Tout> Tin out>in Min B A Choqu e Inci dent e out in Linha de Corrente Ch oqu e Ref letido Min Mout outQuando a onda de choque oblíqua incide em alguma superfície plana ocorre o que se chama de onda choque refletida, que atua novamente comprimindo e desacelerando o escoamento. Seu efeito faz com que as linhas de corrente defletidas voltem à direção natural do escoamento, isto é, na condição a montante da onda de choque obliqua incidente (Fig. 9). A Equação 3 também se aplica neste caso e pode ser utilizada para calcular o ângulo da onda de choque refletida, onde representa o ângulo de deflexão da cunha e é número de Mach após as ondas de choque obliquas incidentes. As equações para as razões de propriedades aerotermodinâmicas também são aplicáveis a esse caso.
O número de Mach do escoamento após as ondas de choque oblíqua, incidente e refletida, podem ser calculados segundo relação:
) ( 1 ) ( ) 1 ( 2 ) 1 ( 2 ) ( 2 2 sen sen M sen M M in in out (7)
Em sistemas dispostos por várias superfícies com inclinações positivas e sucessivas, estabelecido escoamento supersônico ou hipersônico, surgirão sucessivas ondas de choque obliquas incidentes atadas às superfícies inclinadas, desde que o escoamento não enxergue o sistema com um corpo rombudo. Isso ocorre porque o escoamento após ondas choque oblíquas incidentes ou refletidas, embora reduza sua velocidade, ainda permanece supersônico.
Se as ondas de choque formadas pelo sistema de superfícies inclinadas incidirem em um mesmo ponto sobre outra superfície plana, ocorrerá o surgimento de uma única onda de choque refletida forte. A Equação 1 também se aplica onde passa a representar o angulo de deflexão total do escoamento, isto é, a soma dos ângulos de inclinação das superfícies.
4 METODOLOGIA
Nesta seção, serão desenvolvidos os métodos utilizados neste trabalho. Serão apresentados a metodologia de simulação adotada, definição de modelos físicos, discretização de domínios, geração de malhas, condições de contorno, solvers e critérios de convergência.
4.1 METODOLOGIA DE SIMULAÇÃO
Para avaliar a câmara de combustão do veículo é importante desenvolver uma metodologia de simulação simplificada fisicamente representativa, que proporcione a confiabilidade da solução numérica com baixo custo computacional.
A câmara de combustão do veículo é composta por dois elementos: o isolador e o combustor. O isolador é um canal com seção de área constante responsável por aliviar o trem de choque formado e estabilizar o escoamento de ar admitido na seção de compressão. O combustor representa um canal de seção de área variável em que as reações de combustão ocorrem. O ponto de separação entre os elementos é o injetor de combustível.
Nesse cenário, surgem então dois modos de atender o objetivo proposto. O primeiro visa simular o escoamento abrangendo um volume desde o início da seção de compressão até a saída da câmara de combustão (Fig. 8). Este método, em teoria, descreve melhor o escoamento, uma vez que representa com mais fidelidade os fenômenos físicos que ocorrem e como eles interagem entre si, isto é, um escoamento transição hipersônico/supersônico de ar atmosférico e combustível considerando reações volumétricas de combustão. Contudo, testes iniciais mostraram que devido à complexidade do escoamento, simulações deste tipo demandam um alto custo computacional, e por consequência, maiores tempos de simulação.
A segunda opção sugere dividir o volume em regiões de acordo com as características do escoamento e estudá-las separadamente:
Uma região compreendendo o volume entre o inicio da seção de compressão e o final do isolador, caracterizada por um escoamento compressível supersônico de ar atmosférico puro, sem considerar reações de combustão (Região A);
E outra compreendendo o volume restante entre o ponto de injeção de combustível e a saída da câmara de combustão, caracterizado por um escoamento compressível supersônico de uma mistura de ar atmosférico e combustível considerando reações volumétricas de combustão (Região B). Assim, a solução encontrada para a primeira região serve para estimar as condições do ar para obter solução para região subsequente.
A estimativa das propriedades do ar na interface entre regiões pode ser feita através dos perfis de velocidade e de propriedades termodinâmicas na seção transversal.
Os perfis de velocidade obtidos na saída do isolador (Região A) possuem padrão assimétrico em relação à seção transversal, entretanto, a título de simplificação, é possível utilizar expressões para calcular seus valores médios e utilizá-los como valores de entrada para as condições de contorno na entrada do combustor (Região B), ou seja, os perfis de velocidade e propriedades termodinâmicas passam a assumir padrão constante. Deste modo, mediante avaliação dos testes e análises iniciais considerando ambos os modelos, essa nova simplificação embora introduza maiores erros, em termos de parâmetros globais médios, os prejuízos são reduzidos, o que justifica sua escolha.
Dada à capacidade computacional disponível, testes primários mostraram redução dos tempos de simulação do segundo método em relação ao primeiro. O segundo método leva em média de 4 a 5 dias para obter uma solução convergida enquanto que o outro cerca de 25 dias. Notavelmente, o segundo método retorna soluções mais rapidamente que o concorrente, porém acumula mais erros – por exemplo, a consideração de perfil de propriedades termodinâmicas uniformes na entrada do combustor – e dependendo do tipo de análise, o primeiro método é mais indicado, principalmente nas fases finais do projeto conceitual dos protótipos. Portanto, considerando o objetivo da pesquisa, a baixa capacidade computacional instalada, tempo disponível para produção das simulações e a quantidade de configurações testadas, o segundo método apresentado foi o escolhido por ser mais adequado.
4.2 CONSTRUÇÃO DO MODELO FÍSICO
Essa seção trata dos métodos utilizados na construção dos modelos físicos analisados neste trabalho. Segue uma sequência lógica de procedimentos abrangendo desde a configuração de acoplamento do veículo até o dimensionamento de alguns dos componentes.
4.2.1 Seção de compressão
Embora a análise seja direcionada à câmara de combustão, o dimensionamento dos elementos que a precedem, refletem diretamente no seu funcionamento e em seu aspecto construtivo, como por exemplo, a definição da altura da câmara de combustão e das propriedades termodinâmicas do ar e do combustível que são obtidas através do dimensionamento da seção de compressão.
Diante disso, este trabalho apresenta a metodologia de projeto utilizada para a seção de compressão, desenvolvida pelos alunos de Mestrado do PPGEM: Jonatha Wallace da Silva Araújo, Ítalo Sabino Arrais Bezerra e Ramon Carneiro.
Em resumo, a metodologia de projeto consiste basicamente em determinar a geometria da seção de compressão do veículo demonstrador scramjet em função do balanço de energia sobre região de mistura de combustível e ar atmosférico que ocorre no início da câmara de combustão. Com base nas dimensões do motor foguete e a partir da aplicação das teorias de ondas de choque combinadas a solução de equações trigonométricas, foi possível criar uma rotina de equações capazes de quantificar todas as cotas do veículo. A geometria do veículo torna-se dependente a uma única dimensão característica, cuja variação altera o estado termodinâmico do ar atmosférico na entrada da câmara de combustão. A geometria final é obtida quando ocorre convergência ao valor de temperatura teórica mínima necessária para ignição espontânea do combustível.
Além disso, a modelagem leva em consideração parâmetros de otimização dos ângulos das rampas através das teorias de máxima recuperação de pressão, incidência das ondas de choque no bordo de ataque da carenagem (cowl) (choque on-lip) e reflexão das ondas de choque na entrada da câmara de combustão (choque on-corner).
4.2.1.1 Design e dimensionamento da geometria do veículo
O veículo demonstrador tecnológico scramjet desenvolvido no PPGEM/UFRN foi projetado para operar a uma velocidade correspondente a número de Mach 6,8 a uma altitude geométrica de 30 km para ser acoplado ao motor foguete VSB-30 responsável por acelerar e conduzir o scramjet às condições operacionais de altitude e velocidade conforme Figura 10. As propriedades termodinâmicas do ar atmosférico são apresentadas na Tabela 1.
Tabela 1 - Propriedades atmosféricas do ar a 30 km de altitude.
Temperatura Pressão Massa
específica Velocidade do Som Viscosidade Dinâmica
Fonte: U.S. Standard Atmosphere (1976).
O veículo, tal como projetado, possui três rampas na seção de compressão, uma câmara de combustão prismática de seção retangular de área constante, seção de expansão com ângulo de deflexão negativa de 20º e utiliza como combustível o hidrogênio.
Figura 10 - Modelo scramjet acoplado no bordo de ataque de um motor foguete.
Fonte: Araújo (2019).
O ângulo da onda de choque oblíqua incidente formado na primeira rampa de compressão relaciona-se por trigonometria com definido como o comprimento da seção de compressão externa e o diâmetro interno do motor foguete lançador , representado em termos da distância entre bordos de ataque superior e inferior do cowl (Fig. 11).
Figura 11 - Vistas frontal e lateral direita da seção de compressão de um scramjet genérico.
Fonte: Autoria própria (2020).
2 2 2 t t H W D (8) E W Ws t2 (9) C H Hs t2 (10)
