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Title: Projeto aerotermodinâmico de um scramjet com admissão interna para velocidade correspondente a número de Mach 4,18
Authors: Farias, João Lucas Correia Barbosa de
Keywords: scramjet. escoamento hipersônico. combustão supersônica. VHA 14-X.;scramjet. hypersonic flow. supersonic combustion. VHA 14-X.
Issue Date: 29-Jun-2018
Publisher: Universidade Federal do Rio Grande do Norte
Citation: FARIAS, João Lucas Correia Barbosa de. Projeto aerotermodinâmico de um scramjet com admissão interna para velocidade correspondente a número de Mach 4,18. 2018. 72 f. Trabalho de Conclusão de Curso (Graduação em Engenharia Mecânica) - Centro de Tecnologia, Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Natal, 2018.
Portuguese Abstract: Este trabalho visa desenvolver o projeto aerotermodinâmico, a análise teórico-analítica e a simulação teórico-numérica, de um demonstrador scramjet de admissão interna com queima de gás hidrogênio (H2) como combustível, operando a 6,2km de altitude e ve- locidade correspondente a 4750 km/h (Mach 4,18). Esse demonstrador é uma das novas versões propostas em 2012, pelo Instituto de Estudos Avançados (IEAv), para o Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X (VHA 14-X), idealizado em 2007. O veículo é dividido em três seções principais: compressão, combustão e expansão. Escoamento compressível unidimensional, oriundo das Equações de Navier-Stokes, fornecem as ferramentas necessá- rias para quantificar, de maneira teórico-analítica, as alterações que ocorrem durante a interação do ar com o scramjet. A teoria de Onda de Choque é utilizada para analisar a compressão, a teoria do escoamento de Rayleigh é utilizada para analisar a combustão e as teorias de Prandtl-Meyer e Razão de Área são utilizadas para analisar o processo de expansão. São gerados tabelas e gráficos para examinar as mudanças das propriedades aerotermodinâmicas ao longo do escoamento. A simulação teórico-numérica tem como objetivo a verificação dos resultados obtidos através da análise teórico-analítica, incluindo os modelos utilizados e as considerações feitas. Através dela, é possível produzir gráficos de campo com valores para as propriedades aerotermodinâmicas no plano de simetria do veículo. Além disso, pode-se analisar uma única linha de corrente, produzindo gráficos que podem ser comparados com àqueles da análise teórico-analítica. Para avaliar o desempenho do funcionamento do veículo, são analisadas a velocidade na entrada do combustor para garantir combustão supersônica e a velocidade com que o escoamento deixa a aeronave para garantir a geração de empuxo.
Abstract: The goal of this document is to develop the aerothermodynamic project, the analytical- theoretical analysis and the numerical-theorical simulation of an inward two-dimensional academic scramjet demonstrator using hydrogen gas (H2) as its fuel, operating at 6,2km altitude and speed of 4750km/h (Mach 4,18). This demonstrator is one of the new versions proposed in 2012 by the Advanced Studies Institute (IEAv) for the Aerospace Hypersonic Vehicle 14-X (VHA 14-X), idealized in 2007. The vehicle is divided in three main stages: compression, combustion and expansion. One-dimensional compressible flow applied to Navier-Stokes Equations provide the tools needed for quantifying, in an analytical-theoretical manner, the changes that occur during the interation between the air and the scramjet. Shock Wave theory is used for analysing compression, Rayleigh flow theory is used for analysing combustion and Prandtl-Meyer flow and Area Ratio theories are used for analysing the expansion process. Tables and graphs are generated with the goal of examining the changes in the aerothermodynamic properties along the flow. The numerical-theorical simulation has the goal of verifying the results obtained through analytical-theoretical analysis, including the models used and the assumptions made. By simulating the flow, it is possible to generate contour plots of the aerothermodynamic properties along the flow. Also, by analysing a single streamflow, it is possible to generate graphs that can be compared to those of the analytical-theoretical analysis. In order to evaluate the performance of the vehicle, the velocity at the entrance of the combustor is analysed to assure supersonic combustion as well as the velocity at the exit of the scramjet to ensure thrust generation.
URI: http://monografias.ufrn.br/jspui/handle/123456789/6878
Other Identifiers: 20160155815
Appears in Collections:Engenharia Mecânica

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