bachelorThesis
Análise conceitual de um demonstrador scramjet de admissão interna
Conceptual analysis of a symmetrical Internal scramjet demonstrator
Registro en:
ARAÚJO, Tiago Aleixo de. A análise conceitual de um demonstrador scramjet de admissão interna. Orientador: Paulo Gilberto de Paula Toro. 2023. 50 f. Trabalho de Conclusão de Curso (Graduação em Engenharia Mecânica) - Departamento de Engenharia Mecânica, Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Natal, 2023.
Autor
Araújo, Tiago Aleixo de
Resumen
The objective of this work was to apply analytical and numerical modeling to develop
a conceptual design of an aerospace vehicle that uses an airbreathing propulsion
system based on supersonic combustion (scramjet technology), for flight at hypersonic
speeds, in the Earth's dense atmosphere. An internal intake configuration was used,
with a single ramp, mirrored by the line of symmetry, which establish oblique shock
waves incident on the leading edge at the intersection of the incident shock waves,
and three oblique reflected shock waves that converge on the entrance to the
combustion chamber. Upon contact with the ramp, the hypersonic flow establishes an
incident oblique shock wave and three reflected shock waves, which alter the
properties of the flow. In the analytical study are applied: the oblique shock wave theory
in the compression section; the theory (Rayleigh) of heat addition in one-dimensional
flow, considering constant cross-sectional area and without considering the addition of
fuel mass, in the combustion chamber section; and the area ratio theory coupled with
the Prandtl-Meyer expansion theory, in the expansion section. Numerical simulation
was carried out using the Fluent module of the ANSYS software under the same
conditions as the analytical study, considering air as a perfect gas and without the
boundary layer. There was excellent agreement between the analytical and numerical
results. The choice of the compression ramp angle used provided the on-lip and on corner shock conditions in the compression section. Also, the angle of the compression
ramp generated the conditions of velocity (Mach number) and temperature of the flow,
of atmospheric air at the entrance of the combustion chamber, sufficient for mixing and
spontaneous burning of hydrogen at supersonic speed. Finally, the conceptual design
of the scramjet with internal intake configuration, with a compression ramp resulted in
the velocity of the gases from the combustion products superior to the flight velocity,
evidencing the generation of non-installed thrust. Conselho Nacional de Desenvolvimento Científico e Tecnológico (CNPq) Fundo Nacional de Desenvolvimento Científico e Tecnológico (FNDCT) Ministério da Ciência, Tecnologia e Inovações (MCTI) Teve-se por objetivo neste trabalho aplicar modelagens analítica e numérica para
desenvolver projeto conceitual, de um veículo aeroespacial que utiliza sistema de
propulsão aspirada baseada em combustão supersônica (tecnologia scramjet), para
voo em velocidades hipersônicas, na atmosfera densa terrestre. Utilizou-se uma
configuração de admissão interna, com uma única rampa, espelhada pela linha de
simetria, que estabelecem ondas de choque oblíquas incidentes no bordo de ataque,
que incidem na interseção das ondas de choque incidente, e três ondas de choque
oblíquas refletidas que incidem na entrada da câmara de combustão. Ao entrar em
contato com a rampa, o escoamento hipersônico estabelece uma onda de choque
oblíqua incidente e três ondas de choque refletidas, que alteram as propriedades do
escoamento. No estudo analítico são aplicadas: a teoria de onda de choque oblíqua
na seção de compressão; a teoria (Rayleigh) de adição de calor em escoamento
unidimensional, considerando área da seção transversal constante e sem considerar
a adição de massa de combustível, na seção da câmara de combustão; e a teoria de
razão de área acoplada a teoria de expansão de Prandtl-Meyer, na seção de
expansão. Realizou-se simulação numérica utilizando o módulo Fluent do software
ANSYS nas mesmas condições do estudo analítico, considerando-se ar como gás
perfeito e sem a camada limite. Constatou-se excelente concordância entre os
resultados analíticos e numéricos. A escolha do ângulo da rampa de compressão
utilizado proporcionou a condição de choque on-lip e choque on-corner, na seção de
compressão. Ainda, o ângulo da rampa de compressão gerou as condições de
velocidade (número de Mach) e temperatura do escoamento, de ar atmosférico na
entrada da câmara de combustão, suficiente para mistura e queima espontânea do
hidrogênio em velocidade supersônica. Finalmente, o projeto conceitual do scramjet
com configuração de admissão interna, com uma rampa de compressão resultou em
velocidade dos gases dos produtos da combustão superior a velocidade de voo,
evidenciando a geração de empuxo não-instalado.