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Title: Estudo conceitual aerodinâmico de um veículo scramjet para voo vertical em velocidade hipersônica constante na atmosfera terrestre densa
Other Titles: Aerodynamic conceptual study of a scramjet vehicle for vertical flight at constant hypersonic speed in the dense Earth atmosphere
Authors: Solano, Alexander Alberto Camacho
Advisor: Toro, Paulo Gilberto de Paula
Keywords: Scramjet;Combustão supersônica;Propulsão hipersônica aspirada;Abordagem de engenharia
Issue Date: 18-Dec-2023
Publisher: Universidade Federal do Rio Grande do Norte
Citation: SOLANO, Alexander Alberto Camacho. Estudo conceitual aerodinâmico de um veículo scramjet para voo vertical em velocidade hipersônica constante na atmosfera terrestre densa. Orientador: Dr. Paulo Gilberto de Paula Toro. 2023. 88f. Dissertação (Mestrado em Engenharia e Ciências Aeroespaciais) - Escola de Ciências e Tecnologia, Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Natal, 2023.
Portuguese Abstract: O conceito de tecnologia scramjet surgiu na década de 1950 como uma solução para as limitações de velocidade de seu predecessor, a tecnologia ramjet. Quase 50 anos após a concepção scramjet, foram realizados os primeiros testes em voo que comprovaram a viabilidade dessa tecnologia. Basicamente, um sistema de propulsão baseado na tecnologia scramjet é um veículo aeroespacial que se desloca pela atmosfera densa terrestre a velocidades hipersônicas. Isso é possível queimando uma mistura de ar capturado da atmosfera e combustível (seja hidrocarboneto ou hidrogênio) em velocidade supersônica no interior da câmara de combustão. Atualmente, a forma mais comum de acesso ao espaço é através de lançadores que utilizam sistemas tradicionais de propulsão, ou seja, foguetes impulsionados por propelentes sólidos ou combustíveis líquidos. Esses veículos requerem estruturas de grande envergadura devido à necessidade de incorporar grandes tanques de propelentes sólidos ou de combustível e oxidante em seu interior. Isso resulta na criação de estruturas volumosas que aumentam os custos de lançamento e, consequentemente, reduzem a capacidade de carga útil. Na Universidade Federal do Rio Grande do Norte (UFRN), desde 2017, professores e estudantes de diversas áreas da engenharia trabalham em conjunto em projetos aero-estruturais aplicados à tecnologia scramjet. Na presente pesquisa realizou-se um estudo conceitual de um demonstrador de tecnologia scramjet projetado para voo ascendente nas altitudes de 21 km, 26 km e 31 km, mantendo velocidade hipersônica constante de 1.950 m/s na atmosfera densa terrestre. Foram aplicadas as teorias analíticas de onda de choque oblíqua, adição de calor (Rayleigh) em um escoamento unidirecional em uma seção transversal com área constante sem adição da massa do combustível, e a teoria da razão de área nas seções de compressão, câmara de combustão e expansão, respectivamente. Essas teorias foram aplicadas considerando-se o ar como um gás perfeito sem os efeitos de altas temperaturas e sem levar em consideração os efeitos viscosos da camada limite. Inicialmente, três veículos foram propostos, para cada altitude: 21 km, 26 km e 31 km. Os ângulos da seção de compressão foram determinados para atender a velocidade supersônica (número de Mach) e à temperatura de ignição do combustível (hidrogênio), considerando-se uma mistura estequiométrica e ignição espontânea, na câmara de combustão. A seção de compressão foi otimizada levando-se em consideração que todas as ondas de choque oblíquas incidentes tinham a mesma intensidade, proporcionando condições de choque on-lip e choque on-corner. A seção de expansão foi otimizada considerando-se que os produtos da combustão tinham a mesma pressão da altitude de voo do veículo. Posteriormente, foi considerada a geometria fixa otimizada para a altitude de 21 km, levando-se em consideração as condições termodinâmicas de voo a 26 km e 31 km. Similarmente, foi realizado o estudo da geometria otimizada na altitude de 26 km em voo nas condições das altitudes de 21 km e 31 km, e o estudo da geometria otimizada na altitude de 31 km em voo nas altitudes de 21 km e 26 km. Os resultados obtidos no caso do demonstrador com geometria fixa nas altitudes de 26 km e 31 km, não possibilitaram a aplicação do estudo analítico à combustão supersônica na câmara de combustão. Primeiramente, foi possível encontrar empuxo não instalado considerando-se o estudo nas condições de projeto com geometrias fixas nas altitudes de voo a 21 km, 26 km ou 31 km. Porém, somente aplicando-se a geometria fixa na altitude de 21 km às condições de voo nas altitudes a 26 km ou 31 km foi possível se estimar, analiticamente, o empuxo não instalado na mesma ordem de grandeza do demonstrador scramjet nas condições de projeto otimizado (geometria fixa) nas altitudes de 26 km ou 31 km, respectivamente. Finalmente, com base nas conclusões do estudo, considerou-se possível indicar que a geometria otimizada para altitude de 21 km pode ser aplicada ao demonstrador scramjet, permitindo seu voo entre as altitudes de 21 km e 31 km, em velocidade hipersônica constante de 1.950 m/s.
Abstract: The concept of scramjet technology emerged in the 1950s as a solution to the speed limitations of its predecessor, ramjet engines. Almost 50 years after its conception, the first flight tests were carried out to prove the viability of this technology. Basically, a propulsion system based on scramjet technology is an aerospace vehicle that moves through the Earth's dense atmosphere at hypersonic speeds. This is possible by burning a mixture of air captured from the atmosphere and fuel (either hydrocarbon or hydrogen) at supersonic speed inside the combustion chamber. Currently, the most common way to access space is through launchers that use traditional propulsion systems, that is, solid propellant engines or liquid fuels. These vehicles require large structures due to the need to incorporate large tanks of solid propellants or fuel and oxidizer inside. These results in the creation of bulky structures that increase launch costs and consequently reduce payload capacity. At the Universidade Federal do Rio Grande do Norte (UFRN), since 2017, professors and students from different areas of engineering have worked together on aero-structural designs applied to scramjet technology. This research presents a conceptual study of a scramjet technology demonstrator designed for ascending flight at altitudes of 21 km, 26 km and 31 km, maintaining a constant hypersonic speed of 1.950 m/s in the Earth's dense atmosphere. The analytical theories of oblique shock wave, heat addition (Rayleigh) in a unidirectional flow in a cross section with constant area without addition of fuel mass, and the theory of area ratio were applied in compression sections, combustion chamber, and expansion, respectively. These theories were applied considering air as a perfect gas without the effects of high temperatures and without taking into account the viscous effects of the boundary layer. Initially, three vehicles were proposed, one for each altitude: 21 km, 26 km and 31 km. The compression section angles were determined to meet the supersonic speed (Mach number) and fuel ignition temperature (in this case, hydrogen), considering a stoichiometric mixture and spontaneous ignition. The compression section was optimized taking into account that all incident oblique shock waves have the same intensity, providing shock on-lip and shock on-corner conditions. The expansion section was optimized considering that the combustion products had the same pressure as the vehicle's flight altitude. Subsequently, the fixed geometry optimized for the altitude of 21 km was considered, taking into account the thermodynamic flight conditions at 26 km and 31 km. Similarly, the study of the optimized geometry was carried out at an altitude of 26 km in flight at altitudes of 21 km and 31 km, and the study of the optimized geometry at an altitude of 31 km in flight at altitudes of 21 km and 26 km. The results obtained from the demonstrator with fixed geometry at altitudes of 26 km and 31 km did not provide conditions for supersonic combustion to occur in the combustion chamber flying at lower altitudes. However, it was possible to find uninstalled thrust in two configurations: the study considering the design conditions with fixed geometries at flight altitudes of 21 km, 26 km or 31 km, and the study in the design condition with fixed geometry at an altitude of 21 km in flight at altitudes of 26 km or 31 km, of the same order of magnitude as the demonstrator under optimized design conditions at altitudes of 26 km or 31 km, respectively. Finally, the study indicates the possibility of atmospheric flight of the supersonic combustion demonstrator from altitudes of 21 km to 31 km, at a constant hypersonic speed of 1.950 m/s.
URI: https://repositorio.ufrn.br/handle/123456789/57985
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