Análise conceitual de um demonstrador scramjet de admissão interna

dc.contributor.advisorToro, Paulo Gilberto de Paula
dc.contributor.advisorID0000-0002-3280-4244pt_BR
dc.contributor.advisorLatteshttp://lattes.cnpq.br/8765591637274439pt_BR
dc.contributor.authorAraújo, Tiago Aleixo de
dc.contributor.authorID0009-0007-0287-7710pt_BR
dc.contributor.authorLatteshttp://lattes.cnpq.br/6153034683400041pt_BR
dc.contributor.referees1Marinho, George Santos
dc.contributor.referees1Latteshttp://lattes.cnpq.br/0490476694313938pt_BR
dc.contributor.referees2Souza, Sandi Itamar Schafer de
dc.contributor.referees2ID0000-0002-6737-1063pt_BR
dc.contributor.referees2Latteshttp://lattes.cnpq.br/7400466085627528pt_BR
dc.date.accessioned2023-07-17T13:10:38Z
dc.date.available2023-07-17T13:10:38Z
dc.date.issued2023-06-27
dc.description.abstractThe objective of this work was to apply analytical and numerical modeling to develop a conceptual design of an aerospace vehicle that uses an airbreathing propulsion system based on supersonic combustion (scramjet technology), for flight at hypersonic speeds, in the Earth's dense atmosphere. An internal intake configuration was used, with a single ramp, mirrored by the line of symmetry, which establish oblique shock waves incident on the leading edge at the intersection of the incident shock waves, and three oblique reflected shock waves that converge on the entrance to the combustion chamber. Upon contact with the ramp, the hypersonic flow establishes an incident oblique shock wave and three reflected shock waves, which alter the properties of the flow. In the analytical study are applied: the oblique shock wave theory in the compression section; the theory (Rayleigh) of heat addition in one-dimensional flow, considering constant cross-sectional area and without considering the addition of fuel mass, in the combustion chamber section; and the area ratio theory coupled with the Prandtl-Meyer expansion theory, in the expansion section. Numerical simulation was carried out using the Fluent module of the ANSYS software under the same conditions as the analytical study, considering air as a perfect gas and without the boundary layer. There was excellent agreement between the analytical and numerical results. The choice of the compression ramp angle used provided the on-lip and on corner shock conditions in the compression section. Also, the angle of the compression ramp generated the conditions of velocity (Mach number) and temperature of the flow, of atmospheric air at the entrance of the combustion chamber, sufficient for mixing and spontaneous burning of hydrogen at supersonic speed. Finally, the conceptual design of the scramjet with internal intake configuration, with a compression ramp resulted in the velocity of the gases from the combustion products superior to the flight velocity, evidencing the generation of non-installed thrust.pt_BR
dc.description.resumoTeve-se por objetivo neste trabalho aplicar modelagens analítica e numérica para desenvolver projeto conceitual, de um veículo aeroespacial que utiliza sistema de propulsão aspirada baseada em combustão supersônica (tecnologia scramjet), para voo em velocidades hipersônicas, na atmosfera densa terrestre. Utilizou-se uma configuração de admissão interna, com uma única rampa, espelhada pela linha de simetria, que estabelecem ondas de choque oblíquas incidentes no bordo de ataque, que incidem na interseção das ondas de choque incidente, e três ondas de choque oblíquas refletidas que incidem na entrada da câmara de combustão. Ao entrar em contato com a rampa, o escoamento hipersônico estabelece uma onda de choque oblíqua incidente e três ondas de choque refletidas, que alteram as propriedades do escoamento. No estudo analítico são aplicadas: a teoria de onda de choque oblíqua na seção de compressão; a teoria (Rayleigh) de adição de calor em escoamento unidimensional, considerando área da seção transversal constante e sem considerar a adição de massa de combustível, na seção da câmara de combustão; e a teoria de razão de área acoplada a teoria de expansão de Prandtl-Meyer, na seção de expansão. Realizou-se simulação numérica utilizando o módulo Fluent do software ANSYS nas mesmas condições do estudo analítico, considerando-se ar como gás perfeito e sem a camada limite. Constatou-se excelente concordância entre os resultados analíticos e numéricos. A escolha do ângulo da rampa de compressão utilizado proporcionou a condição de choque on-lip e choque on-corner, na seção de compressão. Ainda, o ângulo da rampa de compressão gerou as condições de velocidade (número de Mach) e temperatura do escoamento, de ar atmosférico na entrada da câmara de combustão, suficiente para mistura e queima espontânea do hidrogênio em velocidade supersônica. Finalmente, o projeto conceitual do scramjet com configuração de admissão interna, com uma rampa de compressão resultou em velocidade dos gases dos produtos da combustão superior a velocidade de voo, evidenciando a geração de empuxo não-instalado.pt_BR
dc.description.sponsorshipConselho Nacional de Desenvolvimento Científico e Tecnológico (CNPq)pt_BR
dc.description.sponsorshipFundo Nacional de Desenvolvimento Científico e Tecnológico (FNDCT)pt_BR
dc.description.sponsorshipMinistério da Ciência, Tecnologia e Inovações (MCTI)pt_BR
dc.identifier.citationARAÚJO, Tiago Aleixo de. A análise conceitual de um demonstrador scramjet de admissão interna. Orientador: Paulo Gilberto de Paula Toro. 2023. 50 f. Trabalho de Conclusão de Curso (Graduação em Engenharia Mecânica) - Departamento de Engenharia Mecânica, Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Natal, 2023.pt_BR
dc.identifier.urihttps://repositorio.ufrn.br/handle/123456789/53456
dc.languagept_BRpt_BR
dc.publisherUniversidade Federal do Rio Grande do Nortept_BR
dc.publisher.countryBrasilpt_BR
dc.publisher.departmentCentro de Tecnologiapt_BR
dc.publisher.initialsUFRNpt_BR
dc.publisher.programEngenharia Mecânicapt_BR
dc.rightsAttribution 3.0 Brazil*
dc.rights.urihttp://creativecommons.org/licenses/by/3.0/br/*
dc.subjectCombustão supersônicapt_BR
dc.subjectScramjetpt_BR
dc.subjectPropulsão hipersônica aspiradapt_BR
dc.subjectAbordagem analíticapt_BR
dc.subjectSimulação numéricapt_BR
dc.subjectSupersonic combustionpt_BR
dc.subjectHypersonic airbreathing propulsionpt_BR
dc.subjectAnalytical approachpt_BR
dc.subjectNumerical simulationpt_BR
dc.subject.cnpqCNPQ::ENGENHARIASpt_BR
dc.titleAnálise conceitual de um demonstrador scramjet de admissão internapt_BR
dc.title.alternativeConceptual analysis of a symmetrical Internal scramjet demonstratorpt_BR
dc.typebachelorThesispt_BR

Arquivos

Pacote Original

Agora exibindo 1 - 1 de 1
Nenhuma Miniatura disponível
Nome:
Análise conceitual de um demonstrador scramjet de admissão interna_Araújo_2023.pdf
Tamanho:
2.08 MB
Formato:
Adobe Portable Document Format
Nenhuma Miniatura disponível
Baixar

Licença do Pacote

Agora exibindo 1 - 1 de 1
Nenhuma Miniatura disponível
Nome:
license.txt
Tamanho:
1.45 KB
Formato:
Item-specific license agreed upon to submission
Nenhuma Miniatura disponível
Baixar