Investigação Experimental de um motor scramjet de admissão interna
Renan Guilherme Santos Vilela1; Thiago Victor Cordeiro Marcos2; João Felipe de Araújo Martos1; Jayme Rodrigues Teixeira da Silva1; Ronaldo de Lima Cardoso1; Antonio Carlos de Oliveira3; Marco Antonio Sala Minucci3; Israel da Silveira Rêgo3; Paulo Gilberto de Paula Toro3
1 ITA - Instituto Tecnológico de Aeronáutica; 2 FUNCATE - Fundação de Ciência, Aplicações e Tecnologia Espaciais; 3 IEAv - Instituto de Estudos Avançados
doi:10.20906/CPS/CON-2016-0813
Resumo
Um demonstrador de motor scramjet com admissão interna, bidimensional, foi projetado para operação na altitude de 30km, voando a velocidade de 2 km/s. Esta geometria tem rampas concorrentes na admissão, configurando menor comprimento na admissão quando comparada às geometrias assimétricas, reduzindo não só o peso, como também o caminho pelo qual o escoamento passa, limitando a espessura da camada limite gerada pelo atrito do escoamento com a parede. O modelo de rampas simétricas é capaz de produzir estrutura com baixo produto de inércia, que torna mais simples o desenvolvimento do sistema de controle do veículo acelerador (geralmente motores foguete). Este tipo de admissão simétrica também é a preferida para um voo giro-estabilizado, o que geralmente ocorre em motores foguete. Outra vantagem é que a geometria interna minimiza os efeitos dinâmicos do veículo acelerador sobre o desempenho da admissão, que pode ser causado por pequenas variações no ângulo de ataque, como captura de massa de ar e a pressão na entrada do combustor. No projeto preliminar, o escoamento compressível unidimensional pode facilmente descrever as características da região de compressão na admissão do motor. O motor foi dividido em seções baseadas nos parâmetros definidos pelo projeto. Um dos aspectos mais importantes é a temperatura na entrada da câmara de combustão, onde a compressão da seção de admissão deve prover temperatura, na câmara de combustão, suficiente para que a combustão ocorra entre o ar atmosférico em velocidade supersônica e combustível hidrogênio. Depois de definida a geometria do projeto preliminar, simulação computacional foi realizada onde os resultados foram comparados com os resultados analíticos. O modelo de ensaio, utilizado na investigação experimental no túnel de choque hipersônico pulsado, foi projetado utilizando os resultados, analítico e computacional (sem consideração de camada limite), que se mostraram equivalentes. O presente artigo tratará da investigação experimental do modelo desenvolvido, bem como, da an
Palavras-chave: Propulsão hipersônica aspirada; Scramjet; Túnel de choque hipersônico; Investigação Experimental