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Title: Investigação dos efeitos causados na taxa de queima e no impulso específico de propelentes sólidos pela adição de óxido de ferro
Other Titles: Investigation of the effects caused on the burn rate and specific impulse of solid propellants with the insertion of iron oxide
Authors: Amorim, Átila de Souza
Keywords: Propulsão;Propelente sólido;Taxa de queima;Aditivo;Óxido de ferro
Issue Date: Dec-2018
Publisher: Universidade Federal do Rio Grande do Norte
Citation: AMORIM, Átila de Souza. Investigação dos efeitos causados na taxa de queima e no impulso específico de propelentes sólidos pela adição do óxido de ferro. 2018. 73f. Trabalho de Conclusão de Curso (Graduação em Engenharia Mecânica) - Centro de Tecnologia, Curso de Engenharia Mecânica, Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Natal, 2018.
Portuguese Abstract: Considerando a aplicabilidade de propelentes sólidos em foguetes, sejam eles profissionais, amadores ou universitários, se faz necessário uma investigação a respeito de métodos que melhorem o desempenho desses propelentes. Neste trabalho apresentam-se os resultados de uma investigação dos efeitos causados na taxa de queima e no impulso específico de quatro propelentes sólidos – KNSU, KNDX, KNSB e KNXY – pela adição de óxido de ferro. Para tanto, foram realizados testes de taxa de queima à pressão de 1 atm e testes estáticos com um motor foguete classe G, a fim de identificar quais percentuais de óxido de ferro provocavam melhorias no desempenho dos propelentes. Constatou-se que a inserção de 1% ou 2% de óxido de ferro pode aumentar a taxa de queima do propelente em até 43,7%, consequentemente podendo elevar o impulso específico em até 64%.
Abstract: Considering the applicability of solid propellants on professional, amateur or academic rockets, it is necessary an investigation about methods to enhance these propellants’ performance. This work presents an investigation of the effects caused on the burn rate and specific impulse of four solid propellants – KNSU, KNDX, KNSB and KNXY – with the insertion of iron oxide. Therefore, burn rate tests at atmospheric pressure and static tests using a class G rocket motor were made in order to identify which percentage of iron oxide could induce an enhancement on the propellant’s performance. It was observed that the insertion of 1% or 2% of iron oxide can increase the burn rate by 43,7% and also the specific impulse by 64%.
URI: http://monografias.ufrn.br/jspui/handle/123456789/7930
Other Identifiers: 20170009955
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