Análise aero-estrutural de um demonstrador da combustão supersônica
In the current scenario of the aerospace sector, there is a great limitation related to the payload that can be launched into orbit or beyond. Rocket engines, propulsive technology in operation, have a low specific impulse compared to airbreathing propulsion systems (in general, including scramje...
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| Autor principal: | |
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| Outros Autores: | |
| Formato: | Dissertação |
| Idioma: | pt_BR |
| Publicado em: |
Universidade Federal do Rio Grande do Norte
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| Assuntos: | |
| Endereço do item: | https://repositorio.ufrn.br/handle/123456789/51270 |
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Repositório Institucional |
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Combustão supersônica Scramjet Propulsão hipersônica Análise aerodinâmica analítica Simulação numérica aerodinâmica Análise numérica estrutural CNPQ::ENGENHARIAS |
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Combustão supersônica Scramjet Propulsão hipersônica Análise aerodinâmica analítica Simulação numérica aerodinâmica Análise numérica estrutural CNPQ::ENGENHARIAS Oliveira Júnior, Paulo César de Análise aero-estrutural de um demonstrador da combustão supersônica |
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In the current scenario of the aerospace sector, there is a great limitation related to the
payload that can be launched into orbit or beyond. Rocket engines, propulsive technology
in operation, have a low specific impulse compared to airbreathing propulsion systems (in
general, including scramjet technology) that use atmospheric air as an oxidant. During
hypersonic flight, aerospace vehicles with airbreathing hypersonic propulsion are subject to
high aerodynamic and thermal loads. In this context, in the present work, the main objective
is to carry out an aero-structural analysis of a generic supersonic combustion demonstrator,
under flight conditions at an altitude of 23 km and a speed of 1723 m/s, corresponding to
Mach number 5.8. In the structural analysis, cases with different plate thicknesses (6 mm, 4
mm, 3 mm and 2.5 mm) were considered and the elements that make up the scramjet are
stainless steel 304 (beams and ribs), aluminum 7075 (ramps and panel side), inconel 718 or
tungsten (leading edges and combustion chamber entrance). For the execution of the
structural analysis, an aerodynamic and dimensional design of a generic scramjet was
carried out, idealized for coupling to the Brazilian rocket engines S30 and S31.
Optimization criteria were applied to the compression section, aiming to reach the
temperature and Mach number conditions required at the entrance of the combustion
chamber to spontaneously burn hydrogen. In the expansion section, the optimization
criterion is based on verifying the point at which the pressure condition is equivalent to the
freestream, defining the region where the coupling to the accelerating vehicle should be
performed. The aerodynamic load was defined from analytical and numerical analysis,
considering the air as a calorically perfect gas and neglecting viscous effects. In the
aerodynamic design and analysis, the cases without fuel injection were evaluated, therefore
no fuel burning (power-off) and with fuel injection and burning (power-on), but in the
structural analysis only power-on was considered. The numerical analysis of the flow and
the numerical structural analysis were respectively performed in the Fluent and Static
Structural modules of the Ansys software. The aerodynamic analysis showed that, flying at
an altitude of 23 km at a speed of 1723 m/s, the scramjet with three compression ramps,
with deflection angles of 7.48°, 8.93° and 10.77° was able to generate, at the entrance to the
combustion chamber, a speed corresponding to Mach number 1.71 and a static temperature
of 1071.25 K, greater than 845.15 K, demonstrating the possibility of burning hydrogen. On
the trailing edge, the flow velocity was 1688.96 m/s without injection and no fuel burning
and 1806.98 m/s with fuel injection and burning, greater than 1723 m/s, demonstrating that
the scramjet is only capable of generating thrust upon ignition of the fuel. For the numerical
analysis of the flow, the unstructured mesh with triangular elements was more adequate to
capture the flow conditions after the oblique shock waves established in the compression
section of the scramjet, considering the atmospheric air as calorically perfect gas and
without viscous effects. In the aerodynamic analysis, the numerical results showed good
agreement with the analytical results. In the structural analysis, it was verified that the
maximum value of von Mises equivalent stress is lower than the yield stress of the
materials used for cases with plates with a thickness of 3 mm or greater. Under these
conditions, the structure works in an elastic regime, so that the strains are recoverable if the
loads are removed. Only with 2.5 mm plates, flow was verified from the internal structure
stringers in contact with the combustor surfaces, the region in which the structure is most requested by static pressure loads due to the addition of heat, which simulates the burning
of fuel. In addition, inconel 718 is more suitable than tungsten for application on the
demonstrator's leading edges, providing better mechanical capacity and lower weight, and
for this reason being more advantageous for the scramjet's aero-structural design. |
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ri-123456789-512702023-02-13T17:39:47Z Análise aero-estrutural de um demonstrador da combustão supersônica Aero-structural analysis of a supersonic combustion demonstrator Oliveira Júnior, Paulo César de Costa Júnior, João Carlos Arantes https://orcid.org/0000-0003-1971-8410 http://lattes.cnpq.br/2368579966963896 https://orcid.org/0000-0001-8498-4075 http://lattes.cnpq.br/5028446242533356 Toro, Paulo Gilberto de Paula https://orcid.org/0000-0002-3280-4244 http://lattes.cnpq.br/8765591637274439 Marinho, George Santos Korzenowski, Heidi Combustão supersônica Scramjet Propulsão hipersônica Análise aerodinâmica analítica Simulação numérica aerodinâmica Análise numérica estrutural CNPQ::ENGENHARIAS In the current scenario of the aerospace sector, there is a great limitation related to the payload that can be launched into orbit or beyond. Rocket engines, propulsive technology in operation, have a low specific impulse compared to airbreathing propulsion systems (in general, including scramjet technology) that use atmospheric air as an oxidant. During hypersonic flight, aerospace vehicles with airbreathing hypersonic propulsion are subject to high aerodynamic and thermal loads. In this context, in the present work, the main objective is to carry out an aero-structural analysis of a generic supersonic combustion demonstrator, under flight conditions at an altitude of 23 km and a speed of 1723 m/s, corresponding to Mach number 5.8. In the structural analysis, cases with different plate thicknesses (6 mm, 4 mm, 3 mm and 2.5 mm) were considered and the elements that make up the scramjet are stainless steel 304 (beams and ribs), aluminum 7075 (ramps and panel side), inconel 718 or tungsten (leading edges and combustion chamber entrance). For the execution of the structural analysis, an aerodynamic and dimensional design of a generic scramjet was carried out, idealized for coupling to the Brazilian rocket engines S30 and S31. Optimization criteria were applied to the compression section, aiming to reach the temperature and Mach number conditions required at the entrance of the combustion chamber to spontaneously burn hydrogen. In the expansion section, the optimization criterion is based on verifying the point at which the pressure condition is equivalent to the freestream, defining the region where the coupling to the accelerating vehicle should be performed. The aerodynamic load was defined from analytical and numerical analysis, considering the air as a calorically perfect gas and neglecting viscous effects. In the aerodynamic design and analysis, the cases without fuel injection were evaluated, therefore no fuel burning (power-off) and with fuel injection and burning (power-on), but in the structural analysis only power-on was considered. The numerical analysis of the flow and the numerical structural analysis were respectively performed in the Fluent and Static Structural modules of the Ansys software. The aerodynamic analysis showed that, flying at an altitude of 23 km at a speed of 1723 m/s, the scramjet with three compression ramps, with deflection angles of 7.48°, 8.93° and 10.77° was able to generate, at the entrance to the combustion chamber, a speed corresponding to Mach number 1.71 and a static temperature of 1071.25 K, greater than 845.15 K, demonstrating the possibility of burning hydrogen. On the trailing edge, the flow velocity was 1688.96 m/s without injection and no fuel burning and 1806.98 m/s with fuel injection and burning, greater than 1723 m/s, demonstrating that the scramjet is only capable of generating thrust upon ignition of the fuel. For the numerical analysis of the flow, the unstructured mesh with triangular elements was more adequate to capture the flow conditions after the oblique shock waves established in the compression section of the scramjet, considering the atmospheric air as calorically perfect gas and without viscous effects. In the aerodynamic analysis, the numerical results showed good agreement with the analytical results. In the structural analysis, it was verified that the maximum value of von Mises equivalent stress is lower than the yield stress of the materials used for cases with plates with a thickness of 3 mm or greater. Under these conditions, the structure works in an elastic regime, so that the strains are recoverable if the loads are removed. Only with 2.5 mm plates, flow was verified from the internal structure stringers in contact with the combustor surfaces, the region in which the structure is most requested by static pressure loads due to the addition of heat, which simulates the burning of fuel. In addition, inconel 718 is more suitable than tungsten for application on the demonstrator's leading edges, providing better mechanical capacity and lower weight, and for this reason being more advantageous for the scramjet's aero-structural design. Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior - CAPES No atual cenário do setor aeroespacial existe uma grande limitação relacionada à carga útil que se consegue lançar em órbita ou além. Os motores-foguete, tecnologia propulsiva em operação, possuem baixo impulso específico em comparação aos sistemas com propulsão aspirada (em geral, inclusive a tecnologia scramjet) que utilizam o ar atmosférico como oxidante. Durante o voo hipersônico, os veículos aeroespaciais com propulsão hipersônica aspirada estão sujeitos à elevados carregamentos aerodinâmicos e térmicos. Nesse contexto, no presente trabalho o objetivo principal é realizar análise aero-estrutural de um demonstrador da combustão supersônica genérico, nas condições de voo à altitude de 23 km e velocidade de 1723 m/s, correspondente a número de Mach 5,8. Na análise estrutural foram considerados casos com diferentes espessuras de chapa (6 mm, 4 mm, 3 mm e 2,5 mm) e os elementos que compõe o scramjet são de aço inox 304 (longarinas e nervuras), alumínio 7075 (rampas e painel lateral), inconel 718 ou tungstênio (bordos de ataque e entrada da câmara de combustão). Para execução da análise estrutural foi realizado projeto aerodinâmico e dimensional de um scramjet genérico, idealizado para acoplamento aos motores-foguete brasileiros S30 e S31. Foram aplicados critérios de otimização à seção de compressão, objetivando atingir as condições de temperatura e número de Mach requeridas na entrada da câmara de combustão para queimar hidrogênio espontaneamente. Na seção de expansão, o critério de otimização é baseado na verificação do ponto em que a condição de pressão é equivalente a do escoamento livre, definindo a região onde deverá ser realizado o acoplamento ao veículo acelerador. A carga aerodinâmica foi definida a partir de análise analítica e numérica, considerando o ar como gás caloricamente perfeito e desprezando os efeitos viscosos. No projeto e análise aerodinâmica avaliaram-se os casos sem injeção de combustível, portanto sem queima de combustível (power-off) e com injeção e queima de combustível (power-on), mas na análise estrutural apenas power-on foi considerado. A análise numérica do escoamento e a análise estrutural numérica foram respectivamente realizadas nos módulos Fluent e Static Structural do software Ansys. Na análise aerodinâmica evidenciou-se que, voando a uma altitude de 23 km com velocidade de 1723 m/s, o scramjet com três rampas de compressão, com ângulos de deflexão de 7,48°, 8,93° e 10,77° foi capaz de gerar, na entrada da câmara de combustão, velocidade correspondente a número de Mach 1,71 e temperatura estática de 1071,25 K, superior a 845,15 K, demonstrando a possibilidade de queimar hidrogênio. No bordo de fuga a velocidade do escoamento foi de 1688,96 m/s sem injeção e sem queima de combustível e 1806,98 m/s com injeção e queima de combustível, superior a 1723 m/s, demonstrando que o scramjet só é capaz de gerar empuxo com ignição do combustível. Para a análise numérica do escoamento, a malha não estruturada com elementos triangulares se mostrou mais adequada para capturar as condições do escoamento após as ondas de choque oblíquas estabelecidas na seção de compressão do scramjet, considerando o ar atmosférico como gás caloricamente perfeito e sem efeitos viscosos. Na análise aerodinâmica os resultados numéricos apresentaram boa concordância com os resultados analíticos. Na análise estrutural verificou-se que o valor máximo de tensão equivalente de von Mises é inferior a tensão de escoamento dos materiais utilizados para casos com chapas de espessura de 3 mm ou superior. Nessas condições a estrutura trabalha em regime elástico, de modo que as deformações são recuperáveis caso os carregamentos sejam removidos. Apenas com chapas de 2,5 mm verificou-se escoamento das longarinas da estrutura interna em contato com as superfícies do combustor, região em que a estrutura é mais solicitada pelos carregamentos de pressão estática devido a adição de calor, a qual simula a queima de combustível. Além disso, o inconel 718 se mostra mais adequado que o tungstênio para aplicação nos bordos de ataque do demonstrador, fornecendo melhor capacidade mecânica e menor peso, e por este motivo sendo mais vantajoso para o projeto aero-estrutural do scramjet. 2023-02-13T17:39:11Z 2023-02-13T17:39:11Z 2022-12-14 masterThesis OLIVEIRA JÚNIOR, Paulo César de. Análise aero-estrutural de um demonstrador da combustão supersônica. Orientador: João Carlos Arantes Costa Júnior. 2022. 131f. Dissertação (Mestrado em Engenharia e Ciências Aeroespaciais) - Escola de Ciências e Tecnologia, Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Natal, 2022. https://repositorio.ufrn.br/handle/123456789/51270 pt_BR Acesso Aberto application/pdf Universidade Federal do Rio Grande do Norte Brasil UFRN PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA AEROESPACIAL |