Influência da razão de equivalência na combustão e no empuxo gerado por scramjet em voo atmosférico a Mach 5,8 e 20 km de altitude

Researches in scramjet technology (supersonic combustion ramjet) have demonstrated the viability of this propulsive system in promoting access flights to space. The non-necessity to carry the oxidizer on board and the hypersonic flight capability are outstanding features. Scramjets also exhibit grea...

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Detalhes bibliográficos
Autor principal: Pereira, Artur Cristiano Paulino
Outros Autores: Marinho, George Santos
Formato: Dissertação
Idioma:pt_BR
Publicado em: Universidade Federal do Rio Grande do Norte
Assuntos:
Combustão supersônica
Scramjet
Ignição de hidrogênio
Endereço do item:https://repositorio.ufrn.br/handle/123456789/45135
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Pereira, Artur Cristiano Paulino
Influência da razão de equivalência na combustão e no empuxo gerado por scramjet em voo atmosférico a Mach 5,8 e 20 km de altitude
description Researches in scramjet technology (supersonic combustion ramjet) have demonstrated the viability of this propulsive system in promoting access flights to space. The non-necessity to carry the oxidizer on board and the hypersonic flight capability are outstanding features. Scramjets also exhibit greater specific impulse when compared to rockets for speeds corresponding up to Mach 15. In the present work, the thrust generation capacity of a scramjet integrated aerospace vehicle was evaluated from the combustion of hydrogen and atmospheric air at supersonic speed, for the flight of the scramjet vehicle at 20 km of altitude and speed of 1709.6 m/s, corresponding to Mach number of 5.79. A Theoretical-analytical method was used, considering the steady-state. The First Law of Thermodynamics, without and with reaction based on enthalpy of formation, was used to determine the thermodynamics properties of flow. Correlations between the equivalence ratio with the mixture temperature, mixture speed, and exhausted gases temperature after combustion were obtained. Two cases for combustion were considered: the case at constant pressure and the case with the constant cross-sectional area for the combustor. The temperature and velocity after the expansion process of the gases from the combustion were also determined for each of the cases. A mixture velocity of 1152 m/s was assumed for both cases, resulting, for the constant pressure case, in an equivalence ratio in the range of 0.648 to 0.774 and a mixture temperature of 876 K to 856 K by prefixing the combustion temperature ranging from 2400 K to 2600 K. Considering this range of equivalence ratio, we obtained average specific impulse equal to 4049.7 s and positive specific thrust varying between 760.8 and 879.3 N/ kg air. For the case with the constant area, the equivalence ratio was limited to the maximum value of 0.139 due to the thermal throttling effect, obtaining maximum specific thrust and specific impulse equal to 195.5 N/ kg air and 4914 s, respectively. The two cases were compared considering equivalence ratio range varying from 0 to 0.139, obtaining specific thrust and specific impulse about 3.3 % higher than the case with the constant area with the disadvantage that the temperature reached value 19.2 % higher than the case with constant pressure combustion. It was concluded that the scramjet can generate thrust at the established flight conditions for both cases, provided that for the case with the constant area the maximum limit for the equivalence ratio is respected.
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Scramjets also exhibit greater specific impulse when compared to rockets for speeds corresponding up to Mach 15. In the present work, the thrust generation capacity of a scramjet integrated aerospace vehicle was evaluated from the combustion of hydrogen and atmospheric air at supersonic speed, for the flight of the scramjet vehicle at 20 km of altitude and speed of 1709.6 m/s, corresponding to Mach number of 5.79. A Theoretical-analytical method was used, considering the steady-state. The First Law of Thermodynamics, without and with reaction based on enthalpy of formation, was used to determine the thermodynamics properties of flow. Correlations between the equivalence ratio with the mixture temperature, mixture speed, and exhausted gases temperature after combustion were obtained. Two cases for combustion were considered: the case at constant pressure and the case with the constant cross-sectional area for the combustor. The temperature and velocity after the expansion process of the gases from the combustion were also determined for each of the cases. A mixture velocity of 1152 m/s was assumed for both cases, resulting, for the constant pressure case, in an equivalence ratio in the range of 0.648 to 0.774 and a mixture temperature of 876 K to 856 K by prefixing the combustion temperature ranging from 2400 K to 2600 K. Considering this range of equivalence ratio, we obtained average specific impulse equal to 4049.7 s and positive specific thrust varying between 760.8 and 879.3 N/ kg air. For the case with the constant area, the equivalence ratio was limited to the maximum value of 0.139 due to the thermal throttling effect, obtaining maximum specific thrust and specific impulse equal to 195.5 N/ kg air and 4914 s, respectively. The two cases were compared considering equivalence ratio range varying from 0 to 0.139, obtaining specific thrust and specific impulse about 3.3 % higher than the case with the constant area with the disadvantage that the temperature reached value 19.2 % higher than the case with constant pressure combustion. It was concluded that the scramjet can generate thrust at the established flight conditions for both cases, provided that for the case with the constant area the maximum limit for the equivalence ratio is respected. Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior - CAPES Pesquisas em tecnologia scramjet (ramjet de combustão supersônica) vem demonstrando a viabilidade deste sistema propulsivo em promover voos de acesso ao espaço. A não necessidade de levar o oxidante a bordo e a capacidade de voo hipersônico são características que se destacam. Scramjets também apresentam maior impulso específico quando comparados a motores-foguete, para velocidades correspondentes a até número de Mach 15. No presente trabalho, avaliou-se a capacidade de geração de empuxo de um veículo aeroespacial integrado a scramjet a partir da combustão de hidrogênio e ar atmosférico em velocidade supersônica, para voo a 20 km de altitude e velocidade de 1709,6 m/s, correspondente ao número de Mach 5,8. Utilizou-se método teórico-analítico, considerando-se regime estacionário. A Primeira Lei da Termodinâmica, sem e com reação baseada na entalpia de formação, foi utilizada para determinação das propriedades termodinâmicas do escoamento. Obtiveram-se correlações entre a razão de equivalência e a temperatura da mistura ar - combustível, velocidade da mistura, e temperatura dos gases de exaustão após a combustão. Consideraram-se duas condições de combustão: à pressão constante e com área transversal constante da câmara de combustão. Determinaram-se a temperatura e a velocidade após o processo de expansão dos gases provenientes da combustão para cada uma das condições. Assumiu-se velocidade de mistura igual a 1152 m/s para ambas condições, resultando, no caso à pressão constante, em uma razão de equivalência variando entre 0,648 e 0,774, enquanto a temperatura da mistura variou entre 876 K e 856 K quando prefixou-se a temperatura de combustão variando de 2400 K a 2600 K. Considerando-se essa faixa de razão de equivalência, foram obtidos impulso específico médio de 4049,7 s e empuxo específico positivo variando entre 760,8 N/kg e 879,3 N/kg de ar. No caso com área constante da câmara de combustão, a razão de equivalência foi limitada ao valor máximo de 0,139 devido ao efeito do estrangulamento térmico, obtendo-se empuxo específico e impulso específico máximos iguais a 195,5 N/kg de ar e 4914 s, respectivamente. Comparam-se os dois casos considerando-se o intervalo para razão de equivalência variando entre 0 e 0,139, obtendo-se empuxo específico e impulso específico cerca de 3,3 % maior no caso com área constante, com a desvantagem de a temperatura alcançar valor 19,2 % maior do que no caso com combustão à pressão constante. Concluiu-se que o scramjet é capaz de gerar empuxo nas condições de voo estabelecidas para ambos os casos, desde que no caso com área constante seja respeitado o limite máximo para razão de equivalência. 2021-12-02T19:09:09Z 2021-12-02T19:09:09Z 2021-08-26 masterThesis PEREIRA, Artur Cristiano Paulino. Influência da razão de equivalência na combustão e no empuxo gerado por scramjet em voo atmosférico a Mach 5,8 e 20 km de altitude. 2021. 123f. Dissertação (Mestrado em Engenharia Aeroespacial) - Escola de Ciências e Tecnologia, Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Natal, 2021. https://repositorio.ufrn.br/handle/123456789/45135 pt_BR Attribution-NonCommercial-NoDerivs 3.0 Brazil http://creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/3.0/br/ application/pdf Universidade Federal do Rio Grande do Norte Brasil UFRN PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA AEROESPACIAL

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