Projeto Dimensional para Manufatura do Veículo Hipersônico

Transcrição

FACULDADE DE TECNOLOGIA DE SÃO JOSÉ DOS CAMPOS
FATEC PROFESSOR JESSEN VIDAL
FELIPE JEAN DA COSTA
PROJETO DIMENSIONAL PARA MANUFATURA DO
VEÍCULO HIPERSÔNICO AEROESPACIAL 14-X
São José dos Campos
2011
FELIPE JEAN DA COSTA
Trabalho de Graduação apresentado à
Faculdade de Tecnologia São José dos
Campos, como parte dos requisitos
necessários para a obtenção do título de
Tecnólogo em Manufatura de Sistemas
Aeronáuticos.
Orientadores:
Dr. Viliam Sinka
Paulo Gilberto de Paula Toro – Ph.D.
São José dos Campos
2011
Dados Internacionais de Catalogação-na-Publicação (CIP)
Divisão de Informação e Documentação
COSTA, Felipe Jean da
Projeto Dimensional para Manufatura do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X.
São José dos Campos, 2011.
79f.
Trabalho de Graduação – Curso de Tecnologia em Manufatura de Sistemas Aeronáuticos,
FATEC de São José dos Campos:Professor Jessen Vidal, 2011.
Orientadores: Dr. Viliam Sinka
Paulo Gilberto de Paula Toro – Ph.D.
1. Engenharia Aeroespacial. I. Faculdade de Tecnologia. FATEC de São José dos Campos:
Professor Jessen Vidal. Divisão de Informação e Documentação. II. Projeto Dimensional para
Manufatura do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X.
REFERÊNCIA BIBLIOGRÁFICA
COSTA, Felipe Jean da. Projeto Dimensional para Manufatura do Veículo Hipersônico
Aeroespacial 14-X. 2011. 79f. Trabalho de Graduação - FATEC de São José dos Campos:
Professor Jessen Vidal.
CESSÃO DE DIREITOS
NOME DO AUTOR: Felipe Jean da Costa
TÍTULO DO TRABALHO: Projeto Dimensional para Manufatura do Veículo Hipersônico
Aeroespacial 14-X
TIPO DO TRABALHO/ANO: Trabalho de Graduação / 2011.
É concedida à FATEC de São José dos Campos: Professor Jessen Vidal permissão para
reproduzir cópias deste Trabalho e para emprestar ou vender cópias somente para propósitos
acadêmicos e científicos. O autor reserva outros direitos de publicação e nenhuma parte deste
Trabalho pode ser reproduzida sem a autorização do autor.
____________________________________
Felipe Jean da Costa
Instituto de Estudos Avançados
Trevo Coronel Aviador José Alberto Albano do Amarante, no 1, Putim.
CEP 12228-001 – São José dos Campos - SP
iii
Trabalho de Graduação apresentado à
Faculdade de Tecnologia São José dos
Campos, como parte dos requisitos
necessários para a obtenção do título de
Tecnólogo em Manufatura de Sistemas
Aeronáuticos.
________________________________________________________________________
Rita de Cássia Mendonça Sales Contini, Prof.ª Dr.ª, FATEC São José dos Campos
(Coordenadora de Trabalho de Graduação)
________________________________________________________________________
Ten. Cel. Av. Roberto da Cunha Follador, M.Sc., Instituto de Estudos Avançados/DCTA
(Membro Externo)
________________________________________________________________________
Viliam Sinka, Prof. Dr., FATEC São José dos Campos
(Orientador Acadêmico)
________________________________________________________________________
Paulo Gilberto de Paula Toro, Ph.D., Instituto de Estudos Avançados/DCTA
(Orientador Externo)
06 / 12 / 2011
DATA DA APROVAÇÃO
iv
Dedico este trabalho primeiramente ao meu
Deus. Ainda, dedico aos meus pais Carlos
Donizetti da Costa e Kátia Silvério da Costa, e
aos meus avós, Rosendo Lourenço da Costa
(em memória), Jorge Sipriano da Silva e
Josina Silvério da Silva. Finalmente, dedico a
Paulo Gilberto de Paula Toro.
v
AGRADECIMENTOS
Agradeço primeiramente a Deus, que sempre me ajudou, e que me permitiu chegar até aqui.
Em especial agradeço aos meus pais, Carlos Donizetti da Costa e Kátia Silvério da Costa, meu
irmão Gustavo Jean da Costa, aos meus avós, Rosendo Lourenço da Costa (em memória),
Jorge Sipriano da Silva e Josina Silvério da Silva, que comigo compartilharam os momentos
mais importantes e difíceis da minha vida, e por me instruírem na verdade, e também aos
meus tios Antônio Luís Silvério da Silva, Helder Rodolfo Silvério da Silva, Anderson Simões
e Graciele Silvério Simões. Agradeço ao orientador Dr. Paulo Gilberto de Paula Toro, pela
orientação de grande parte desta obra, por seu infatigável empenho, suas explicações que
elucidaram e permitiram a conclusão do presente trabalho, por coordenar um excelente
projeto de pesquisa em tecnologia de ponta no país, e por sua amizade. Também agradeço ao
orientador Prof. Dr. Viliam Sinka, que sempre esteve disponível para me atender, e a Profª.
Drª Rita de Cássia Mendonça Sales Contini, pelas sugestões. Sou grato também, ao pessoal do
Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu: David
Romanelli Pinto, Thiago Victor Cordeiro Marcos, José Adeildo dos Santos Assenção, Victor
Alves Barros Galvão, Renan Guilherme Santos Vilela, Jayme Rodrigues Teixeira da Silva,
Ronaldo de Lima Cardoso, Álvaro Francisco Santos Pivetta, Renan Corio Mazi, Bruno
Coelho Lima, Arthur Freire Mantovani, Rafael Amaral de Castilho, Sidney Bariani Cruzelles,
Cap. Eng. Tiago Cavalcanti Rolim, 1° Ten Eng. Giannino Ponchio Camillo, 1° Ten Eng.
Thiago Lima de Assunção, 1° Ten Eng. Fábio Henrique Eugênio Ribeiro (Wanderley), Bruno
Ferreira Porto, Alexandre Araújo Damião, e Dr. Israel da Silveira Rêgo, pelo
companheirismo. Agradeço também ao Cel. Eng. Marco Antonio Sala Minucci, ao Dr.
Alberto Monteiro dos Santos, ao Ten Cel. Av. Roberto da Cunha Follador, Dr.ª Valéria
Serrano Faillace Oliveira Leite, Dr. Davi Neves, José Brosler Chanes Junior, Dr. Antonio
Carlos de Oliveira, Adriano Zanni, Márcio Luís Belio Gozzi e José Rodolfo de Moraes.
Agradeço também aos irmãos em Cristo, do IEAv: Sgt. Benício, Sgt. Miranda, Regina,
Valério, S2 Guimarães, Fabiano, Joana, Sgt. Cavalcanti e Marcos Valentim, pelo apoio
espiritual. Também gostaria de agradeçer aos irmãos da IEQ - Jd. Satélite: Pr. Domingos
Garcia, Prª Valdete Garcia, Pr. Paulo Henrique Garcia (Paulinho), Pr. Aroldo, Pr. Heriberto,
Pr. Walter, Pr. Toninho, Igor Ribeiro, Paulinho, Douglas (D’Alessandro), Henrique Samuel
dos Santos (Vampeta), Magno, Ricardo, e a Rose (IIGD), pelos ensinamentos, orações e
amizade. Expresso também minha gratidão aos colegas de classe, que atravessaram comigo
essa maratona, sempre com entusiasmo e alegria, que sem dúvida proporcionaram bons
vi
momentos. Mencionando alguns dos colegas supracitados: Amanda Felippe Faria, Cintia
Pereira Faria, Clivanei Gonçalves de Mello, Daniele da Rosa Brito, David Soares Gomes de
Oliveira, Deivid Vasconcelos Costa, Elizabeth Emiko Teraoka e Sá, Juliano dos Santos
Urashima, Lucas de Moraes Alvarez Lopez, Lucas Felipe Machado dos Santos, Paulo
Quiorato de Almeida, Vanessa de Cassia Afonso Holanda, Vinicius de Moraes Gulmaneli,
Waldir Vieira, Agnaldo Thome Filho, Ary Vieira de Araújo, Ayrton Jessé Luiz, Carlos
Renato Rigo Tonini, Elioenai de Siqueira, Helton Luiz de Freitas, Jamil Pereira de Andrade
Junior, Lucas Esteves de Paula, Luciano Kiwamen, Marcos Paulo Faria Gonçalves, Mario
André Possatti Ferreira, Natalie Frances da Silva e Oswaldo Barbosa Loureda. E por fim,
gostaria também de agradecer à FAPESP processo nº 2004/00525-7 e à FINEP Projeto nº
0445/07, Convênio n.º 01.08.0365.00, pelos recursos financeiros outorgados para a execução
de atividades relacionadas à Pesquisa e Desenvolvimento do Veículo Hipersônico
Aeroespacial 14-X, à FAPESP processo nº 2008/06751-0, pela bolsa de Treinamento Técnico
Modalidade nível II concedida em 2008 e ao CNPq processo nº 183245/2009-1, pela bolsa de
Iniciação Tecnológica Industrial A, que disponibiliza para a execução do presente trabalho.
vii
“A falta de conhecimento pode produzir
destruição, mas a obtenção de conhecimento
proporciona
um
novo
caminho
de
oportunidades.”
viii
RESUMO
O objetivo deste trabalho é desenvolver projeto mecânico dimensional visando a
manufatura do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, VHA 14-X, de iniciativa do Instituto
de Estudos Avançados (IEAv), o qual é parte do esforço contínuo do Departamento de
Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA) de desenvolver um demonstrador de tecnologia
utilizando: i) tecnologia “waverider”, proporcionando sustentação ao veículo aeroespacial, e
ii) tecnologia “scramjet”, proporcionando sistema de propulsão hipersônica aspirada baseada
na combustão supersônica. Um Veículo Acelerador Hipersônico, VAH, irá acelerar o VHA
14-X para as condições pré-estabelecidas de operação do estato-reator a combustão
supersônica (“scramjet”), ou seja, posição (altitude, longitude e latitude), velocidade (número
de Mach), pressão dinâmica e ângulo de ataque. O 1º voo atmosférico (de quatro planejados)
do VHA 14-X deverá estar acoplado ao VAH, composto pelos motores foguetes (S31 e S30)
de fabricação do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE/DCTA). O VAH é responsável por
acelerar o VHA 14-X até a velocidade mínima de operação do motor “scramjet”, que no caso
do VHA 14-X é a velocidade correspondente a número de Mach 6. Inicialmente, realizou-se
revisão bibliográfica sobre os diversos veículos hipersônicos que utilizam as tecnologias
“waverider” e “scramjet”, destacando-se os veículos X-43A, X-51 e HIFiRE, para auxiliar o
desenvolvimento do projeto dimensional do VHA 14-X. Paralelamente, desenvolveu-se o
projeto do modelo “waverider”, o qual foi projetado utilizando a configuração “waverider”,
para experimentação no Túnel de Choque Hipersônico T3, Túnel T3, existente no Laboratório
de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, do IEAv/DCTA. Os
resultados obtidos forneceram dados suficientes para o anteprojeto do VHA 14-X, do qual
projetou-se o modelo “scramjet”, para também realizar investigação experimental no Túnel
T3. Em seguida, as configurações “waverider” e “scramjet” foram utilizadas para realização
de simulação numérica. Simultaneamente, a definição dos equipamentos embarcados no VHA
14-X, tais como: componentes do sistema de propulsão (ignição e tanques de combustível e
de refrigeração) e do sistema embarcado (instrumentação para monitoração de parâmetros do
voo atmosférico do veículo e do processo de combustão) possibilitou dimensionar o ambiente
interno do VHA 14-X; inclusive definindo-se os materiais a serem empregados nas longarinas
e nervuras estruturais e os materiais do sistema de proteção térmica. Adicionalmente, a
configuração preliminar interna do VHA 14-X e a especificação preliminar dos materiais para
a estrutura interna e para o sistema de proteção térmica permitirão desenvolver estimativa do
ix
aquecimento aerodinâmico, análise estrutural e térmica do VHA 14-X, projeto do
acoplamento do VAH e VHA 14-X e obter trajetória mais precisa do conjunto VAH e VHA
14-X. Finalmente, o empreendedorismo de diversos centros de pesquisa no desenvolvimento
de avançados sistemas de propulsão hipersônica aspirada utilizando o conceito de combustão
supersônica “scramjet” com o intuito de substituir os atuais, e convencionais, sistemas de
propulsão baseada em combustão química (propulsão sólida e/ou líquida) motivaram o IEAv,
na Pesquisa e Desenvolvimento (P&D) do demonstrador tecnológico, VHA 14-X, para a
realização do voo atmosférico prevista a altitude de aproximadamente 30 km e velocidade
correspondente a número de Mach 10 permitirá ao Brasil participar do seleto grupo de países
envolvidos na P&D desta nova geração de veículos aeroespaciais, o qual é indicativo por
diversos centros de pesquisa que este será o caminho eficiente de acesso ao espaço em um
futuro não muito distante.
Palavras-Chave: VHA 14-X, waverider, scramjet, Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X.
x
ABSTRACT
The primary objective of the present work is to provide the dimensional design to
manufacture the 14-X Hypersonic Aerospace Vehicle, VHA 14-X. The VHA 14-X, a new
generation of scientific aerospace vehicle, designed at the Prof. Henry T. Nagamatsu
Laboratory of Aerothermodynamics and Hypersonic, at the Institute for Advanced Studies
(IEAv), is part of the continuing effort of the Department of Aerospace Science and
Technology (DCTA), to develop a technological demonstrator using: i) “waverider”
technology to provide lift to the aerospace vehicle, and ii) “scramjet” technology to provide
hypersonic airbreathing propulsion system based on supersonic combustion. Aerospace
vehicle using “waverider” technology obtains lift using the shock wave, formed during
supersonic/hypersonic flight through the Earth´s atmosphere, which originates at the edge and
it is attached to the bottom surface of the vehicle, generating a region of high pressure,
resulting in high lift and low drag. Atmospheric air, pre-compressed by the shock wave,
which lies between the shock wave and the leading edge of the vehicle may be used in
hypersonic airbreathing propulsion system based on ”scramjet” technology. Hypersonic
airbreathing propulsion, that uses supersonic combustion ramjet (scramjet) technology, offers
substantial advantages to improve performance of aerospace vehicle that flies at hypersonic
speeds through the Earth’s atmosphere, by reducing onboard fuel. Basically, scramjet is a
fully integrated airbreathing aeronautical engine that uses the oblique/conical shock waves
generated during the hypersonic flight, to promote compression and deceleration of
freestream atmospheric air at the inlet of the scramjet. Fuel, at least sonic speed, may be
injected into the supersonic airflow just downstream of the inlet. Right after, both oxygen
from the atmosphere and on-board fuel are mixed. The combination of the high energies of
the fuel and of the oncoming supersonic airflow the combustion at supersonic speed starts.
Finally, the divergent exhaust nozzle at the afterbody vehicle accelerates the exhaust gases,
creating thrust. In consequence of the nature of the supersonic combustion engines, they are
unable to produce thrust while stationary, the static thrust is zero. Accordingly, they must be
accelerated to a speed such that the shock waves produced by the air intake are able to
compress the atmospheric air. This velocity, called initial operation speed, is approximately
four times the speed of sound, Mach 4, considering “scramjet”. The S31 and S30 rocket
motors developed and manufactured by the Institute of Aeronautics and Space (IAE/DCTA)
will be used to accelerate, the 14-X Hypersonic Aerospace Vehicle, to the conditions preestablished to operate the “scramjet” engine, i.e. position (altitude, latitude and longitude),
xi
speed (Mach number), dynamic pressure and angle of attack. The coupled system for 14-X
Hypersonic Aerospace Vehicle and the Hypersonic Accelerator Vehicle will be designed and
fabricated. Review of the X-43, X-51 and HIFiRE hypersonic vehicles, which are designed
using “waverider” and “scramjet” technologies, have been used to aid the dimensional design
of the VHA 14-X. At the same time, a “waverider” model as designed and fabricated to
experimentally investigate in the T3 Hypersonic Shock Tunnel, T3 Tunnel, existing at the
Prof. Henry T. Nagamatsu Laboratory of Aerothermodynamics and Hypersonic. The VHA
14-X was designed using the experimental results obtained from the “waverider” model.
Following, a “scramjet” model was designed and fabricated to experimentally investigate in
the T3 Tunnel. Finally, with the experimental results of the “waverider” and “scramjet”
models obtained at the T3 Tunnel the 2000-m. long Mach number 10 “waverider” 14-X
Hypersonic Aerospace Vehicle, using the “scramjet” as propulsion system, was designed to
flight for the first time, in Brazil, a “scramjet”-“waverider” integrated technological
demonstrator. The “waverider” and “scramjet” configurations have been used to build a
computational fluid dynamics (CFD) codes at the IEAv, and to simulate hypersonic flow at
the VHA 14-X at the ONERA (The French Aerospace Laboratory). The internal configuration
(volume) and the materials for the internal structure of the VHA 14-X were designed and
specified, respectively, based on the on-board equipment’s (fuel tank, telemetry and data
acquisition system), which were specified to monitor the combustion during the flight of the
VHA 14-X. Several activities were started after the previous dimensional design of the VHA
14-X as aerodynamic heating, thermal and structural analyses, interstage adapter system used
to couple the 14-X Hypersonic Aerospace Vehicle and the Hypersonic Accelerator Vehicle
and optimized trajectory. Finally, the Research and Development have been done at several
Research Centers using advanced hypersonic airbreathing propulsion based on supersonic
combustion technology to replace the conventional multi-stage rocket-powered vehicles,
which have flown hypersonically, carrying their own propellant (solid and/or liquid, oxidizer
along with fuel) to propel payloads and astronauts to Earth’s orbit. The recent intensification
of international efforts to develop hypersonic propulsion system signals that this is the way of
effective access to space, and it is not in a too distant future. Therefore, the field of
Hypersonic Airbreathing Propulsion based on Supersonic Combustion, will be essential in the
near future for the aerospace industry, and allow the man to build hypersonic planes, to reach
other continents in hours and achieve low orbits around Earth.
Keywords: VHA 14-X, waverider, scramjet, Aerospace Hypersonic Vehicle 14-X.
xii
LISTA DE FIGURAS
Figura 1
Figura 2
Figura 3
Figura 4
Figura 5
Figura 6
Figura 7
Figura 8
Figura 9
Figura 10
Figura 11
Figura 12
Figura 13
Figura 14
Figura 15
Figura 16
Figura 17
Figura 18
Figura 19
Figura 20
Figura 21
Figura 22
Figura 23
Figura 24
Figura 25
Figura 26
Figura 27
Figura 28
Figura 29
Figura 30
Figura 31
Figura 32
Figura 33
Figura 34
Figura 35
Figura 36
Figura 37
Figura 38
Figura 39
Figura 40
Figura 41
Figura 42
Figura 43
Figura 44
Figura 45
Figura 46
Figura 47
Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X
Eficiência relativa de sistemas de propulsão em função do número de Mach
NASP (National Aero-Space Plane)
Configuração do veículo X-43
Foguete Pegasus acoplado ao veículo X-43 sob a asa do avião B-52
Trajetória de voo do veículo X-43
Separação do veículo X-43 do motor foguete Pegasus
Voo atmosférico propulsado por “scramjet” do veículo X-43
2º voo atmosférico do veículo X-43, propulsado por “scramjet”
3º vôo atmosférico do veículo X-43, propulsado por “scramjet”
Veículo X-51 acelerado por um míssil
Trajetória da missão do veículo X-51
HyShot montado no foguete Terrier-Orion
Voo de reentrada do HyShot acoplado ao foguete Terrier-Orion
Trajetória do HyShot
Projeto HIFiRE
Projeto preliminar do scramspace
Projeto conceitual de veículo hipersônico “waverider”
Projeto conceitual de veículo hipersônico com tecnologia “scramjet”
Terminologia de um “scramjet”
Construção esquemática de um “scramjet”
Construção de “waverider” derivada de escoamento cônico
Projeto conceitual da superfície externa do “waverider” do VHA 14-X
Projeto dimensional da superfície externa do “waverider” do VHA 14-X
Localização dos transdutores de pressão no modelo “waverider”
Instalação do transdutor de pressão na superfície externa do modelo
Alojamento do transdutor de pressão para medição da pressão, pitot
Posicionamento do modelo “waverider” na seção de teste do Túnel T3
Suporte de fixação do modelo “waverider”
Anteprojeto dimensional do VHA 14-X
Dimensionamento do “scramjet” do VHA 14-X
Modelo do “scramjet” do VHA 14-X
Projeto dimensional do modelo do “scramjet” do VHA 14-X
Posicionamento dos transdutores de pressão no modelo “scramjet”
Alojamento dos transdutores de pressão no modelo “scramjet”
Suporte de fixação do modelo “scramjet”
Posicionamento do modelo “scramjet” na seção de teste do Túnel T3
Projeto dimensional do VHA 14-X
Projeto dimensional do “waverider” e do “scramjet” do VHA 14-X
VAH acoplado ao VHA 14-X
Visão artística do VHA 14-X em trajetória balística
Centro de Lançamento de Alcântara - CLA
Túnel de Choque Hipersônico T3
Bocal convergente-divergente
Dispositivo de medição de pressão instalado na seção de teste do Túnel T3
Sistema óptico “schlieren” acoplada a câmara de alta velocidade Cordin
Sinais típicos de pressão para escoamento com número de Mach 10
22
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xiii
Figura 48
Figura 49
Figura 50
Figura 51
Figura 52
Figura 53
Figura 54
Figura 55
Figura 56
Figura 57
Figura 58
Figura 59
Figura 60
Figura 61
Figura 62
Figura 63
Figura 64
Figura 65
Figura 66
Figura 67
Figura 68
Figura 69
Figura 70
Figura 71
Figura 72
Distribuição da pressão na seção de teste do Túnel T3, Mach 7,2
Distribuição da pressão na seção de teste do Túnel T3, Mach 9,2
Fotografia “schlieren” do escoamento com número de Mach 9,2
Modelo “waverider” instalado na seção de teste do Túnel T3
Fotografia “schlieren” do bordo de ataque do VHA 14-X, Mach 10
Fotografia “schlieren” da rampa de compressão do VHA 14X, Mach 7,57
Modelo “scramjet” instalado na seção de teste do Túnel T3
Fotografia “schlieren” do escoamento Mach 7,5 no modelo “scramjet”.
Modelo 2-D utilizado para desenvolvimento de simulação numérica
Simulação do escoamento não viscoso, Mach 8,2
Simulação do escoamento viscoso laminar, Mach 8,2
Simulação do escoamento viscoso turbulento, Mach 8,2
Layout interno do veículo X-43
Layout interno preliminar do VHA 14-X
Centro de Gravidade do “waverider” preliminar do VHA 14-X
Projeto dimensional preliminar interno do VHA 14-X
Materiais utilizados no veículo X-43
Material do motor “scramjet” do veículo X-43
Material do motor “scramjet” do veículo X-51
Especificação preliminar de materiais para o VHA 14-X
Desenho esquemático para cálculo da aerodinâmica do VHA 14-X
Cálculos aerodinâmicos do VHA 14-X
Carga aerodinâmica do “waverider” do VHA 14-X
Adaptador acoplado ao 2º estágio (motor S30) do VAH ao VHA 14-X
Vista esquemática do adaptador do VAH ao VHA 14-X
56
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xiv
LISTA DE TABELAS
Tabela 1
Tabela 2
Tabela 3
Plano de voo atmosférico do VHA 14-X
Relação dos sistemas internos principais do VHA 14-X
Matriz de decisão com base nos requisitos e nas propriedades das superligas
51
64
68
xv
LISTA DE ABREVIATURAS E SIGLAS
Agências
AEB
Agência Espacial Brasileira
AFRL
“Air Force Research Laboratory”
(Laboratório da Força Aérea norte-americana)
CAPES
Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior
CNPq
Conselho Nacional de Desenvolvimento Científico e Tecnológico
DARPA
“Defense Advance Research Projects Administration”
(Agência de Projetos de Pesquisa Avançada da Defesa norte-americana)
DCTA
Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial
DLR
“German Aerospace Center”
(Centro Aeroespacial Alemão)
DSTO
“Defense Science Technology Organization”
(Agência de Tecnologia e Ciência da Defesa Australiana)
FAPESP
Fundação de Amparo a Pesquisa do Estado de São Paulo
FINEP
Financiadora de Estudos e Projetos
ONERA
“The French Research Laboratory”
(Laboratório de Pesquisa Francês)
SDIO
“Strategic Defense Initiative Organization”
(Agência de Iniciativa de Defesa Estratégica)
Veículos
HIFiRE
“Hypersonic International Flight Research Experimentation”
NASP
“National Aero-Space Plane”
VAH
Veículo Acelerador Hipersônico
VHA
Veículo Hipersônico Aeroespacial
VLS
Veículo Lançador de Satélites
xvi
LISTA DE SÍMBOLOS
CL/CD
Razão entre os coeficientes de sustentação e arrasto, respectivamente.
Lw
Comprimento da configuração “waverider”
M
Número de Mach do escoamento não perturbado
Ro/Xs
Razão entre distâncias verticais máxima e mínima do dorso ao centro do
cone-base
Letras Gregas
Semiângulo do cone-base
Ângulo de azimute
xvii
LISTA DE ANEXOS
Anexo 1
Anexo 2
Anexo 3
Anexo 4
Anexo 5
Anexo 6
Anexo 7
Anexo 8
Anexo 9
Transdutor de Pressão 132A31
Cobre Glidecop
Aço AISI 4140
Aço 304 inox
Inconel 718
Tungstênio Densalloy SD180
80
81
82
82
83
85
89
91
93
xviii
SUMÁRIO
1-
INTRODUÇÃO
1.1- Considerações Iniciais
1.2- Motivação
1.3- Objetivo do Trabalho
1.3.1- Objetivo Geral
1.3.2- Objetivos Específicos
1.4- Proposta Metodológica
1.5- Apresentação do Trabalho de Graduação
20
20
21
22
22
22
23
23
2-
FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA
2.1- Estudos da configuração “scramjet”
2.2- Veículos Hipersônicos Aeroespaciais
2.2.1- Veículo Hipersônico Aeroespacial NASP
2.2.2- Veículo Hipersônico Aeroespacial X-43
2.2.4- Motor “scramjet” HyShot
2.2.5- Veículo Hipersônico Aeroespacial HIFiRE
2.2.6- Veículo Hipersônico Aeroespacial scramspace
2.3- Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X
2.3.1- Fundamentação teórica da configuração “waverider”
2.3.2- Fundamentação teórica da configuração “scramjet”
25
25
26
27
28
31
32
33
34
35
35
36
3-
METODOLOGIA
3.1- Configuração “waverider” do VHA 14-X
3.1.1- Concepção da configuração “waverider”
3.1.2- Projeto dimensional da configuração “waverider”
3.2- Anteprojeto dimensional do VHA 14-X
3.3- Configuração “scramjet” do VHA 14-X
3.3.1- Concepção da configuração “scramjet”
3.3.2- Projeto dimensional da configuração “scramjet”
3.4- Projeto dimensional do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X
39
39
39
41
45
45
45
46
50
4-
RESULTADOS E DISCUSSÕES
4.1- Definição do voo atmosférico do VHA 14-X
4.2- Investigação experimental no Túnel de Choque Hipersônico T3
4.2.1- Túnel de Choque Hipersônico T3
4.2.2- Investigação da aerodinâmica da configuração “waverider”
4.2.3- Investigação da aerodinâmica da configuração “scramjet”
4.3- Simulação Computacional da Dinâmica do Fluido
4.3.1- Simulação numérica do VHA 14-X
4.3.2- Simulação numérica da configuração “scramjet”
4.4- Projeto da configuração interna do VHA 14-X
4.4.1- Concepção da configuração interna do VHA 14-X
4.4.2- Dimensionamento da configuração interna do VHA 14-X
4.5- Seleção preliminar de materiais para o VHA 14-X
51
51
53
53
57
59
60
60
61
62
63
65
65
xix
4.5.14.5.24.5.3-
Seleção de materiais para a estrutura interna do “waverider”
Seleção de materiais para o motor “scramjet”
Seleção de materiais de proteção térmica do VHA 14-X
65
65
69
5-
CONCLUSÕES E RECOMENDAÇÕES
70
6-
TRABALHOS FUTUROS
Estimativa do aquecimento aerodinâmico do VHA 14-X
6.1Análise estrutural e térmica do VHA 14-X
6.2Projeto do acoplamento do VAH e VHA 14-X
6.3Definição da trajetória do conjunto VAH e VHA 14-X
6.4-
71
71
72
73
74
7-
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS
75
8-
ANEXOS
79
20
1-
INTRODUÇÃO
1.1-
Considerações Iniciais
Os atuais veículos espaciais, em geral multi-estágios e não reutilizáveis, utilizam
sistemas de propulsão a bordo, baseados em combustão química (propulsão sólida e/ou
propulsão líquida), extraindo energia química e convertendo em energia cinética com 97-98 %
de eficiência (KETSDEVER et al., 2008). Aproximadamente 95% do peso do veículo
espacial, no instante do lançamento, é devido ao sistema de propulsão (combustível/oxidante
e estrutura) fazer parte integrante do veículo, sendo aproximadamente 5% devido à carga útil
(astronautas e equipamentos como satélites).
Na área espacial, confiabilidade, peso, consumo de energia, velocidade e custo são os
requisitos básicos para o desenvolvimento de veículos de exploração espacial, e as rigorosas
limitações de combustível para o lançamento de cargas úteis em órbita demandam uma
contínua redução de peso e consumo de energia dos veículos lançadores.
Estudos estão sendo realizados na direção de diminuir o peso devido ao sistema de
propulsão a bordo e de materiais a serem utilizados nos veículos espaciais. Entretanto, devido
à alta eficiência do sistema de propulsão de 97-98% existem poucas possibilidades de
melhoria dos veículos espaciais atualmente em operação (KETSDEVER et al., 2008).
Observa-se que, o conteúdo tecnológico de produtos aeroespaciais, especialmente de
plataformas lançadoras de satélites e aeronaves hipervelozes, tem crescido de tal forma que
países desenvolvidos e/ou em desenvolvimento não podem conceber colocar cargas úteis em
órbita terrestre utilizando tecnologias propulsivas que estão atualmente em operação (foguetes
utilizando combustível químico: sólido e/ou líquido).
Portanto, um novo sistema de propulsão aeroespacial, para voo (com trajetórias:
balística, planagem com sustentação ou reentrada consecutivas controladas) na atmosfera da
Terra deve ser projetado para uma missão civil específica (de transporte comercial ou de
exploração científica do espaço) ou de aplicações militares (sistema de defesa, aeronave
interceptora/aeronave tática /aeronave de reconhecimento estratégico ou aeronave de acesso
ao espaço), considerando o desempenho durante: decolagem horizontal ou vertical; voo
ascendente/voo de cruzeiro/ voo com aceleração; manobra subsônica/supersônica/hipersônica;
velocidade de reentrada/voo descendente e operações de aterrisagem.
Consequentemente, soluções para esses desafios requerem mudanças de paradigmas,
novos modos de produção e novas tecnologias de natureza estratégica. Os requisitos de
plataformas lançadoras de satélites de alto desempenho e confiabilidade, assim como as
21
rigorosas limitações de combustível (redução de tamanho, peso e consumo de energia) para o
lançamento de cargas úteis em órbita propiciam o desenvolvimento de aeronaves hipervelozes
utilizando propulsão hipersônica aspirada com combustão supersônica, “scramjet”.
Esta realização é relevante para o Brasil tanto pelo cumprimento de sua missão na área
de lançamento de satélites, como pela aplicação de sua capacidade técnico-científica na
solução problemas, além do potencial de elevar a projeção, na área aeroespacial, no âmbito do
Brasil e internacional.
Conclui-se que ao empreender Pesquisa e Desenvolvimento (P&D) em combustão
supersônica com aplicação aeroespacial, o Brasil tem a oportunidade de tirar proveito das
inúmeras perspectivas desta área, tanto de investimento quanto de intercâmbio de
infraestrutura e recursos humanos, nacional e internacionalmente.
Adicionalmente, o desenvolvimento de pesquisas em combustão supersônica tem a
finalidade de reduzir a dependência tecnológica do país neste setor estratégico, uma vez que
tais sistemas propulsivos estão em desenvolvimento em diversos países (Estados Unidos da
América, Austrália, França, Alemanha, Japão, Rússia e outros). Uma vez que tal tecnologia
for dominada, ela será de aquisição difícil e encontrar-se-á, na maioria das situações,
indisponíveis para comercialização.
Ciente destes esforços, os Ministérios da Defesa e da Ciência e Tecnologia (2003)
elegeram como prioritárias e estratégicas para o Brasil duas áreas de pesquisa (entre outras):
Propulsão com Ar Aspirado e Hipervelocidade.
A recente intensificação de esforços internacionais no sentido de desenvolver
propulsão hipersônica aspirada, com combustão supersônica, sinaliza que esse será o caminho
eficiente de acesso ao espaço em um futuro não muito distante. Portanto, o domínio da
combustão supersônica, será essencial em futuro próximo para a indústria aeroespacial, e
permitirá ao homem construir aeronaves hipersônicas, alcançando outros continentes em
poucas horas e atingir órbitas baixas ao redor da Terra.
1.2-
Motivação
O Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, do
Instituto de Estudos Avançados (IEAv), realiza P&D do Veículo Hipersônico Aeroespacial
14-X, VHA 14-X (Figura 1), projetado por Rolim (2009), o qual é parte do esforço contínuo
do Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA) de desenvolver um
demonstrador de tecnologia, visando exploração aeroespacial com decolagem em aero–
espaço-portos de aeronaves/veículos aeroespaciais, utilizando: i) tecnologia “waverider”,
22
proporcionando sustentação ao veículo aeroespacial, e ii) tecnologia “scramjet”,
proporcionando sistema de propulsão hipersônica aspirada baseada na combustão
supersônica.
Figura 1 - Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X.
Fonte: Painel desenvolvido por Porto & Törö (2010) e financiamento da Fundação Conrado Wessel.
O projeto VHA 14-X, iniciado em 2007, tem como objetivo o desenvolvimento e a
manufatura de um veículo de pesquisa em propulsão hipersônica aspirada que inclui a
demonstração em voo de um motor “scramjet”. O projeto está planejado para realização em
três fases: definição do Veículo Hipersônico Aeroespacial; desenvolvimento da configuração
“waverider” e da configuração “scramjet” em laboratório e teste em voo atmosférico do VHA
14-X acelerado por um Veículo Acelerador Hipersônico, VAH, baseado em motor foguete.
1.3-
Objetivo do Trabalho
1.3.1- Objetivo Geral
O objetivo geral deste trabalho é desenvolver projeto dimensional preliminar, visando
a manufatura do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, o qual utiliza as tecnologias
“waverider” e “scramjet”, para demonstrar em voo atmosférico, ambas as tecnologias, a 30
km de altitude com velocidade correspondente a número de Mach 10.
1.3.2- Objetivos Específicos
•
Realizar pesquisa bibliográfica sobre projeto e manufatura de Veículos Hipersônicos
Aeroespaciais que utilizam as tecnologias “waverider” e “scramjet”;
•
Realizar revisão do projeto da configuração “waverider” do VHA 14-X, desenvolvido
por Rolim (2009), para realização de investigação experimental no Túnel de Choque
Hipersônico T3, Túnel T3;
23
•
Desenvolver projeto da configuração “scramjet” do VHA 14-X visando realização de
investigação experimental no Túnel T3;
•
Desenvolver projeto dimensional do VHA 14-X visando manufatura do mesmo para
realização de voo atmosférico;
•
Desenvolver projeto da geometria interna do VHA 14-X visando acomodar
componentes do sistema de propulsão e do sistema embarcado;
•
Prover dados geométricos das configurações “waverider” e “scramjet” do VHA 14-X
para desenvolvimento de códigos computacionais;
•
Prover dimensionamento preliminar visando projeto estrutural e térmico das
configurações “waverider” e “scramjet” do VHA 14-X.
1.4-
Proposta Metodológica
O presente Trabalho de Graduação, intitulado “Projeto Dimensional para Manufatura
do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X”, o qual objetiva o projeto preliminar (mecânico
dimensional) para manufatura do VHA 14-X, incluso no Plano de Desenvolvimento
Institucional do IEAv (2011), está classificado como pesquisa de natureza aplicada, em
propulsão hipersônica aspirada à combustão supersônica, que tem como meta o voo
atmosférico do demonstrador tecnológico a 30 km de altitude e velocidade correspondente a
número de Mach 10. Consequentemente, revisão bibliográfica foi realizada utilizando
abordagem de pesquisa qualitativa e descritiva dos procedimentos técnicos de demonstradores
tecnológicos
desenvolvidos
utilizando
dispositivos
laboratoriais
(em
solo),
e
de
demonstradores tecnológicos desenvolvidos para voo atmosférico.
1.5-
Apresentação do Trabalho de Graduação
Este capítulo 1 - Introdução, apresenta o empreendedorismo de diversos centros de
pesquisa no desenvolvimento de avançados sistemas de propulsão hipersônica aspirada
utilizando o conceito de combustão supersônica com o intuito de substituir os atuais, e
convencionais, sistemas de propulsão baseada em combustão química (propulsão sólida e/ou
líquida). Os Ministérios da Defesa e da Ciência e Tecnologia possibilitaram que o
IEAv/DCTA desenvolvesse o projeto de um demonstrador tecnológico, denominado VHA 14X, que utiliza a tecnologia da combustão supersônica “scramjet” para produzir propulsão
hipersônica aspirada aplicada em veículo hipersônico otimizado para obter o máximo de
sustentação “waverider”. Com esta visão de futuro o Laboratório de Aerotermodinâmica e
Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu tem o objetivo de desenvolver o projeto dimensional
24
para manufatura do 1º VHA 14-X, para demonstrar em voo atmosférico a 30 km de altitude e
velocidade correspondente a número de Mach 10, o conceito de “scramjet”.
Os capítulos seguintes discutem a fundamentação teórica necessária para definir a
metodologia de projeto do VHA 14-X, com etapas de investigação experimental no Túnel T3,
e simulação numérica, com o objetivo de auxiliar o dimensionamento do demonstrador
tecnológico de voo.
O capítulo 2 apresenta a fundamentação teórica dos conceitos “waverider” e
“scramjet” utilizados nos veículos hipersônicos em desenvolvimento não só nos diversos
centros de pesquisa internacionais, mas também no Brasil, essencialmente, no IEAv/DCTA.
Em seguida, no capítulo 3, é definida a metodologia utilizada pela equipe do projeto
VHA 14-X do Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu.
Inicialmente, desenvolveu-se projeto do modelo “waverider” para realização experimental no
Túnel T3, onde os resultados possibilitariam o anteprojeto do VHA 14-X e,
consequentemente, do projeto do modelo “scramjet” para investigação no Túnel T3 e
simulação numérica da aerodinâmica do “scramjet”.
A definição (em diferentes etapas) da geometria, do dimensionamento e do volume
interno do VHA 14-X, apresentada no capítulo 3, possibilitou utilizar ambas as configurações
“waverider” e “scramjet” não só na investigação experimental no Túnel T3, mas também na
simulação numérica do VHA 14-X pelo Laboratório Aeroespacial Francês (ONERA) e do
“scramjet” pela equipe de simulação numérica do IEAv/DCTA. Em particular, é incluso
resumidamente a qualificação do escoamento hipersônico na seção de teste do Túnel T3, para
melhor entendimento da metodologia experimental utilizada no projeto VHA 14-X.
Adicionalmente, os resultados obtidos, capítulo 4, tanto na investigação experimental
quanto na simulação numérica possibilitaram iniciar a especificação dos materiais a serem
utilizados internamente ao VHA 14-X, visando o posicionamento de sistema embarcado para
monitoramento do voo atmosférico e instrumentação para monitoramento da aerodinâmica e
da combustão supersônica do motor “scramjet”. Finalmente, a especificação preliminar dos
materiais possibilitará a análise estrutural e térmica do VHA 14-X.
O capítulo 5 apresenta as conclusões do presente Trabalho de Graduação, e
principalmente, recomenda as atividades necessárias para o projeto do VHA 14-X, baseada
nos resultados experimentais e numéricos obtidos, os quais foram determinantes no “Projeto
Dimensional para Manufatura do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X”.
25
2-
FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA
2.1-
Estudos da configuração “scramjet”
Diversos centros de pesquisas estão envolvidos no desenvolvimento de novas
tecnologias de propulsão, objetivando uma nova geração de veículos de exploração espacial,
científica e comercial com decolagem em aero-espaço-portos (a serem utilizados por
aeronaves e por veículos espaciais), tão seguro quanto e 100 vezes mais barato do que os
atuais veículos espaciais, que utilizam sistemas propulsivos convencionais (foguetes).
Entre as diversas tecnologias propulsivas avançadas em estudo, sistemas de propulsão
aspirada hipersônica utilizando estato-reator a combustão supersônica “scramjet” são as que
apresentam maior potencial (Figura 2), atendendo os requisitos básicos de altíssima
velocidade (número de Mach acima de 5), confiabilidade, segurança e custo (HEISER e
PRATT, 1994). Consequentemente, são as que têm recebido maior atenção de pesquisa da
comunidade cientifica e investimento financeiro dos órgãos de fomentos de diversos países,
interessados no domínio de novas técnicas de propulsão aplicadas em veículos aeroespaciais
(CURRAN e MURTHY, 2000).
Figura 2 - Eficiência relativa de sistemas de propulsão em função do número de Mach.
Fonte: Adaptação de Heiser e Pratt, 1994.
A principal vantagem da tecnologia “scramjet” em relação a atual tecnologia de
motores foguetes, pode ser ilustrado em termos de empuxo por unidade de taxa de consumo
de combustível, impulso específico (Figura 2). O sistema de propulsão a ar aspirado com
maior impulso específico em velocidades hipersônicas (número de Mach acima de 5) é o
“scramjet”. O impulso específico de um motor foguete utilizando H2-O2 é cerca de 400 s
enquanto um “scramjet” utilizando H2 seria em torno de 2000 s a 3000 s.
26
Veículos aeroespaciais utilizando estato-reator a combustão supersônica “scramjet”
transportam apenas o combustível, normalmente Hidrogênio (Figura 2), utilizando o próprio
ar atmosférico (Oxigênio) como oxidante, adquirindo a maior parte da energia cinética
necessária para atingir a órbita terrestre durante voo atmosférico.
Em consequência da própria natureza dos estato-reatores (de não possuir partes
móveis), eles são incapazes de produzir empuxo enquanto estão parados. O empuxo estático é
nulo. Deste modo, devem ser acelerados até uma velocidade tal que as ondas de choque
produzidas durante o voo, comprimam ar atmosférico, para serem admitidas na câmara de
combustão. Tal velocidade é designada velocidade inicial de operação e é da ordem de quatro
vezes a velocidade do som, número de Mach 4, considerando “scramjet”.
Na atual fase de demonstração de tecnologia “scramjet” a propulsão sólida e/ou
líquida, em trajetória balística, é a possibilidade de menor custo para ser utilizada como
estágio inicial de lançamento para que a, mínima, velocidade de operação (correspondente a
número de Mach 4) seja atingida, após o que é descartada. Outro método é a combinação de
um veículo aeroespacial propulsionado por “scramjet” acoplado a um motor foguete, onde
ambos estão acoplados a uma aeronave com turbo reator.
2.2-
Veículos Hipersônicos Aeroespaciais
O princípio de operação de “scramjet” não tem sido alterado, apreciavelmente, desde o
trabalho pioneiro de Weber e Mackay (1958) da década de 1950, e dos trabalhos científicos
de Ferri (1964, 1968) e de Swithenbank (1966). Weber e Mackay investigaram a possibilidade
de desempenho da combustão dentro de escoamento supersônico como uma maneira de evitar
as limitações de velocidade de voo existentes em ramjet (estato-reator a combustão
subsônica), predecessor do “scramjet”, e que já encontra inúmeras aplicações (FRY, 2004). A
perda de pressão total que ocorre através da onda de choque normal (que desacelera o
escoamento em “ramjet”) faz o uso destes motores impraticáveis em velocidades de voo
hipersônicas.
Importante salientar que existem diversas bibliografias (MURTHY e CURRAN, 1991;
MURTHY e CURRAN, 1996; CURRAN e MURTHY, 2000; CURRAN, 2001; FRY, 2004)
de excelentes relatos sobre o desenvolvimento de “scramjet” em laboratórios assim como de
demonstradores de tecnologia visando voo atmosférico de veículos hipersônicos
propulsionados por “scramjet” em inúmeros Centros de Pesquisas de países como Estados
Unidos da América, Rússia, França, Alemanha, Japão e Austrália.
27
Heiser e Pratt (1994) apresentam, em detalhes, a teoria necessária de projeto de
sistema de propulsão hipersônica aspirada (tecnologia “scramjet”) aplicada a um veículo
hipersônico, incluindo: desempenho de sistema aeroespacial hipersônico, análise de
desempenho de “scramjet”, descrição e análise dos componentes de um sistema de
compressão, descrição e análise dos componentes de um sistema de combustão, descrição e
análise dos componentes de um sistema de expansão.
Veículos aeroespaciais que utilizam tecnologia “waverider” tem desempenho
aerodinâmico superior comparado a outros veículos com concepção de propulsão hipersônica.
Rasmussen e He (1990) e Rasmussen (1994) apresentam a teoria de concepção de um veículo
utilizando a tecnologia “waverider”, que tem como objetivo prover sustentação a um veículo
aeroespacial sem a necessidade de utilização de asas.
2.2.1- Veículo Hipersônico Aeroespacial NASP
Hallion (1998) e Schweikart (1998) realizam uma extensa revisão bibliográfica dos
projetos “scramjet” até o Programa NASP dos Estados Unidos da América. Entre os diversos
projetos em veículos hipersônicos utilizando “scramjet”, salienta-se que na década de 1980,
um ambicioso projeto de uma aeronave hipersônica de um único estágio a ser utilizada para
voo até a órbita terrestre, com diversos sistemas de propulsão aspirada, reutilizável,
denominada por NASP (“National Aero-Space Plane”) foi lançado pelo Presidente Reagan,
dos Estados Unidos, em discurso ao congresso norte americano. O programa foi colocado sob
supervisão do DARPA (“Defense Advance Research Projects Administration”) em meados de
1980. Posteriormente, um consórcio foi formado por agências do governo americano (Força
Aérea, Marinha, DARPA e SDIO/ “Strategic Defense Initiative Organization”) para a
realização do programa NASP. O veículo NASP (Figura 3) de configuração “waverider”
constituía de um único estágio, projetado para decolar de um aeroporto convencional, utilizar
ciclo de sistemas de propulsão aspirada para voo ascendente e aceleração para velocidades
hipersônicas, para alcançar órbita baixa do planeta. A superfície inferior da configuração
“waverider” serviria como uma rampa de compressão para que o ar atmosférico, previamente
comprimido e em velocidade supersônica, fosse canalizado para um motor “scramjet”, ou
seja, câmara onde combustível seria injetado na corrente de ar atmosférico em velocidade
supersônica, com consequente combustão. Em 1993, foi realizado, pelo consórcio, análise de
redução de custo e, principalmente, dos riscos técnicos resultando no término do programa
NASP em 1995. Entretanto, a enorme quantia de pesquisa de motores “scramjet” e “ramjet”
criaram condições de iniciar um projeto menos ambicioso.
28
Figura 3 - NASP (“National Aero-Space Plane”).
Fonte: Web site oficial da Força Aérea Americana (http://www.af.mil, 2011).
Atualmente, dos diversos projetos envolvendo combustão supersônica, três programas,
em desenvolvimento, merecem destaques: Programas X-43 e X-51 nos Estados Unidos da
América e Programa HIFiRE na Austrália.
O Programa X-43 (conhecido como “Hyper-X”) é um programa de pesquisa
(planejado para 6 anos,
US $185 milhões), iniciado em 1996 após o término do programa
NASP, a ser realizado em laboratório e em teste em voo atmosférico sob supervisão da
“NASA Dryden Flight Research Center” (responsável pelo voo) e da “NASA Langley
Research Center” (responsável pela pesquisa da tecnologia de combustão supersônica), com o
objetivo de demonstrar a tecnologia de motor à combustão supersônica “scramjet”, propondo
um aumento da capacidade de carga útil para futuros veículos hipersônicos lançadores
espaciais. O Demonstrador Tecnológico X-43, de configuração “waverider” (McCLINTON et
al., 2001) tem 3,66m de comprimento e 1,52m de largura (Figura 4).
Figura 4 - Configuração do veículo X-43.
Fonte: Adaptação de McClinton et al., 2001.
29
Um avião B-52 da “NASA Dryden” (Figura 5) liberou, entre 5800 m e 13100 m de
altitude (Figura 6) o foguete Pegasus o qual alcançou a altitude de aproximadamente 30 km,
onde finalmente, ocorreu a separação do veículo X-43 do foguete Pegasus (Figura 7). Em
seguida o motor “scramjet”, utilizando combustível Hidrogênio (Figura 2) entra em operação
(Figura 8) em voo propulsado na atmosfera terrestre.
Figura 5 - Foguete Pegasus acoplado ao veículo X-43 sob a asa do avião B-52.
Fonte: web site oficial da NASA (http://www.nasa.gov, 2011).
Figura 6 - Trajetória de voo do veículo X-43.
Figura 7 - Separação do veículo X-43 do motor foguete Pegasus.
Figura 8 - Voo atmosférico propulsado por “scramjet” do veículo X-43.
30
Infelizmente, a comunidade científica mundial acompanhou (MOSES et al., 2004), em
junho de 2001, a mais ambiciosa e mal sucedida tentativa realizada pela NASA de
desenvolvimento de um veículo aeroespacial utilizando um sistema de propulsão aspirada, o
X-43A (previsto para voo a Mach 7 por 10 segundos). Aproximadamente 11 s após o foguete
Pegasus ser liberado do avião B-52, este ficou fora de controle e o conjunto Pegasus e X-43A
foram destruídos.
O 2º voo (Figura 9) e o 3º voo (Figura 10) do veículo X-43 foram realizados com
sucesso, em 27 de Março de 2004 e 16 de Novembro de 2004, respectivamente. O 2º
(Marshall et al., 2005 a) e o 3º (Marshall et al., 2005 b) voos do veículo X-43 durou 10s à
velocidade de 2.107 m/s e 3.373 m/s, correspondendo a número de Mach 7 e 9,8,
respectivamente.
Figura 9 - 2º voo atmosférico do veículo X-43, propulsado por “scramjet”.
Fonte: Adaptação de Marshall et al., 2005 a.
Figura 10 - 3º voo atmosférico do veículo X-43, propulsado por “scramjet”.
Fonte: Adaptação de Marshall et al., 2005 b.
O programa X-43 foi descontinuado pela NASA, após cumprimento dos objetivos,
sendo os resultados do veículo X-43 aplicados no veículo aeroespacial X-51.
31
O programa “HyTech”, iniciado em 1990, é um projeto (9 anos) da Força Aérea
Americana ( US $132 milhões), que tem como objetivo desenvolver um motor com
tecnologia de “scramjet” utilizando combustível hidrocarboneto (Figura 2) com aplicação em
mísseis (com número de Mach de 4 a 8), e com possíveis aplicações em propulsão de veículos
de altas velocidades transatmosféricos e de acesso ao espaço. Aparentemente, o programa
“HyTech” foi cancelado ou substituído pelo X-51, o qual incorpora resultados do X-43.
O X-51 (Figura 11) de coordenação do Laboratório da Força Aérea (AFRL) e do
DARPA, extensão do programa “HyTech” do AFRL, é um míssil, de configuração
“waverider”, planejado para realizar demonstração de “scramjet”, propulsionado por
hidrocarboneto JP-7 (HANK et al., 2008).
Figura 11 - Veículo X-51 acelerado por um míssil.
Semelhantemente ao veículo X-43, um avião B-52 libera o X-51, acoplado a um míssil
do Exército, a altitude entre 12 a 15 km (Figura 12). O míssil inicialmente deveria acelerar o
X-51 até velocidade correspondente a número de Mach 4,5. Após a separação estava previsto
para o X-51 voar por aproximadamente 240s, com motor “scramjet” alcançando velocidade
correspondente a número de Mach entre 6 a 6,5.
Figura 12 - Trajetória da missão do veículo X-51.
Fonte: Adaptação de Hank et al., 2008.
32
O 1º X-51 (de quatro voos planejados) voou em 26 de Maio de 2010 (Figura 12) por
aproximadamente 200 s, com o motor “scramjet” operando por cerca de 150 s, a velocidade
correspondente a número de Mach 5.
2.2.4- Motor “scramjet” HyShot
O projeto HyShot (Figura 13) é uma iniciativa da Universidade de Queensland/
Austrália, iniciada em 1980, e teve por objetivo o desenvolvimento de motor “scramjet”,
queimando Hidrogênio (Figura 2) a ser lançado por foguete Terrier-Orion. Em outubro de
2001, o foguete Terrier-Orion (Figura 14) em trajetória balística vertical atingiu apogeu na
altitude de 300 km (Figura 15) e no voo descendente, a cerca de 35 km e Mach 7,6, foi
iniciado o experimento do estato-reator a combustão supersônica, HyShot (Universidade de
Queensland/ Austrália, Centro de Hipersônica, www.uq.edu.au/hypersonics).
O programa HyShot foi descontinuado em 2006 após o teste em voo do 4º HyShot.
Em 2007 foi lançado o projeto HyCAUSE. Todos os testes em voo foram realizados da Base
de Teste em Woomera, no sul da Austrália.
Figura 13 - HyShot montado no foguete Terrier-Orion.
Fonte: Universidade de Queensland, Austrália/Centro de Hipersônica (http://www.uq.edu.au/hypersonics, 2011).
Figura 14 - Voo de reentrada do HyShot acoplado ao foguete Terrier-Orion.
Fonte: Universidade de Queensland, Austrália/Centro de Hipersônica (http://www.uq.edu.au/hypersonics, 2011).
33
Figura 15 - Trajetória do HyShot.
Fonte:
Adaptação
de
Universidade
de
Queensland,
Austrália/Centro
de
Hipersônica
(http://www.uq.edu.au/hypersonics, 2011).
2.2.5- Veículo Hipersônico Aeroespacial HIFiRE
O HIFiRE (“Hypersonic International Flight Research Experimentation”) é um projeto
(Figura 16), com oito voos atmosféricos planejados, com participação do Laboratório da
Força Aérea Americana (AFRL), do Departamento de Defesa da Austrália (“Defence Science
Technology Organisation/DSTO”), da “NASA Langley Research Center Research”, da
agência espacial DLR alemã; e de parceiros industriais dos USA: Boeing, ATK/GASL,
34
CUBRC, Ascent Labs, e da Austrália: Boeing, BAE Systems; e de universidades dos USA:
Purdue, Universidade de Minnesota, e da Austrália: Universidade de Queensland (BOYCE,
2011) para realização de pesquisa básica em hipersônica, através de experimentação em voo,
fundamentada nos resultados obtidos nos projetos HyShot.
Figura 16 - Projeto HIFiRE.
Fonte: Boyce, 2011.
2.2.6- Veículo Hipersônico Aeroespacial scramspace
Atualmente, a Universidade de Queensland está envolvida no projeto scramspace
(Figura 17), baseado no 3º veículo HIFiRE, o qual tem o objetivo de elevar a Austrália na
liderança em “scramjet”. O scramspace (BOYCE, 2011) oferece confiabilidade, segurança e
economia de acesso ao espaço e é projetado para responder questões técnicas e científicas e
possibilitar um parque tecnológico Australiano. Finalmente, o scramspace faz parte de
consórcio, formado basicamente com o mesmo participantes do consórcio do projeto HIFiRE,
para desenvolver e voar o projeto HIFiRE, utilizando motores foguetes em trajetória balística.
Figura 17 - Projeto preliminar do scramspace.
Fonte: Boyce, 2011.
35
2.3-
Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X
Os projetos das concepções das configurações “waverider” e “scramjet” do VHA 14-
X, realizado como dissertação de mestrado de Rolim (2009) e em realização como proposta
de tese de doutorado de Moura (2009) com bolsa financiada pela CAPES (2005),
respectivamente, tem como objetivo, inicial, o estudo experimental de ambas as concepções
no Túnel T3, do Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu.
Os resultados experimentais obtidos com as configurações “waverider” e “scramjet”
fornecem dados necessários para o “Projeto Dimensional para Manufatura do Veículo
Hipersônico Aeroespacial 14-X”, para voo atmosférico, e estão delimitados nas considerações
do Demonstrador Tecnológico do VHA 14-X:
•
Ao voo atmosférico, com velocidade correspondente a número de Mach 10 em
altitudes de 30 a 40 km, de um demonstrador tecnológico, de aproximadamente 2 m de
comprimento e 830 mm de envergadura;
•
Utilização de motores foguetes do VSB-30, o qual é um foguete de sondagem, bi
estágio (composto pelos estágios S31 e S30), não guiado, estabilizado por empenas,
lançado de trilho, desenvolvido pelo IAE/DCTA;
•
Aplicação preliminar de parâmetros da trajetória do foguete de sondagem VSB-30;
•
Aplicação de materiais convencionais utilizados nos veículos espaciais brasileiros:
Veículo Lançador de Satélites (VLS), VSB-30 e outros foguetes de sondagem;
•
Aplicação de equipamentos embarcados (instrumentação de voo) utilizados nos
veículos espaciais brasileiros: VLS, VSB-30 e outros foguetes de sondagem.
2.3.1- Fundamentação teórica da configuração “waverider”
Veículo aeroespacial com tecnologia “waverider” oriundo de um cone (Figura 18)
obtém sustentação utilizando a onda de choque cônica, formada durante o voo
supersônico/hipersônico na atmosfera terrestre, originada no bordo de ataque e colada no
intradorso do veículo, gerando uma região de alta pressão, resultando em alta sustentação e
mínimo arrasto. O ar atmosférico, pré-comprimido pela onda de choque, que está
compreendida entre a onda de choque cônica e a superfície (intradorso) do veículo pode ser
utilizado em sistema de propulsão hipersônica aspirada baseada na tecnologia “scramjet”
(RASMUSSEN e HE, 1990; RASMUSSEN 1994).
36
Figura 18 - Projeto conceitual de veículo hipersônico “waverider”.
Fonte: Costa, 2011.
2.3.2- Fundamentação teórica da configuração “scramjet”
Veículo aeroespacial com tecnologia “scramjet” (“supersonic combustion ramjet”),
(Figura 19) utiliza um estato-reator (motor aeronáutico aspirado) que não possui partes
móveis e que utiliza ondas de choque, geradas durante o voo hipersônico (de veículos
aeroespaciais), para promover a compressão e a desaceleração do ar atmosférico.
Imediatamente anterior ou na entrada da câmara de combustão, combustível (Figura 2) é
injetado e misturado com Oxigênio existente no ar atmosférico. Como a mistura entra na
câmara de combustão em velocidade supersônica, o processo de combustão se dá em regime
supersônico,
denominada
de
combustão
supersônica,
consequentemente
tecnologia
“scramjet”. O produto da combustão é expelido na região de expansão (HEISER e PRATT,
1994).
Figura 19 - Projeto Conceitual de Veículo Hipersônico com tecnologia “scramjet”.
Fonte: Costa, 2011.
Basicamente, o motor “scramjet” (Figura 19) é composto por uma entrada de ar
supersônica ou seção de compressão, pela seção de combustão ou combustor e a tubeira ou
37
superfície de expansão. A entrada de ar, do veículo, comprime o ar atmosférico (devido ao
estabelecimento da onda de choque) e desacelera o escoamento para velocidade supersônica,
transformando parte da sua energia cinética em pressão, para admissão na câmara de
combustão. A geometria da entrada de ar é responsável para que o ar a ser aspirado pelo
combustor esteja nas condições adequadas para a autoignição da mistura ar-combustível. No
combustor, ao escoamento supersônico é adicionado o combustível (Figura 2). Os produtos da
combustão são acelerados pela tubeira, uma superfície de expansão livre, onde o empuxo é
gerado.
Uma característica importante dos estato-reatores, “ramjet” e “scramjet”, é a de formar
com o veículo que o utiliza um sistema extremamente integrado, onde motor e veículo são
indistinguíveis (Figura 19). Essa forte integração é causada pelo fato de que a parte frontal do
veículo contribui para a compressão do ar atmosférico, enquanto que a parte traseira contribui
para a geração do empuxo. O empuxo líquido produzido é a diferença entre o empuxo gerado
pela expansão dos gases de exaustão da parte posterior e o arrasto total do motor. Estas forças
similares em magnitude poderão produzir empuxo para o voo do veículo ou não dependendo
do balanço destas forças no projeto do motor em questão.
Heiser e Pratt (1994) aplicam terminologia relacionada às seções de compressão
(externa e interna), seção de combustão e seção de expansão (interna e externa) de um
“scramjet” (Figura 20), possibilitando análise do ciclo termodinâmico, consequentemente,
determinando as dimensões das diversas regiões da câmara de combustão (Figura 21).
Figura 20 - Terminologia de um “scramjet”.
Fonte: Adaptação de Heiser e Pratt, 1994.
Salienta-se que a 1ª rampa de compressão (entre os pontos 0 e 1), oriunda no bordo de
ataque (Figura 20), gera uma região de alta pressão contribuindo para a sustentação do veículo
hipersônico. A 2ª rampa de compressão (entre os pontos 1 e 3) gera as condições do
escoamento de ar adequadas (de pressão e temperatura) para a entrada de ar da câmara de
combustão. O combustível (Figura 2) é injetado (entre os pontos 3 e 4) na seção da câmara de
combustão, o qual é misturado com o ar atmosférico em velocidade supersônica e com
38
pressão e temperatura adequadas para ocorrer a ignição da mistura. A 1ª rampa de expansão
(entre os pontos 4 e 9) é necessária para a pré-expansão do escoamento dos produtos da
combustão. A 2ª rampa de expansão (entre os pontos 9 e 10) gera a velocidade adequada para
gerar o empuxo e também, contribui para a sustentação do veículo hipersônico (HEISER e
PRATT, 1994).
O motor “scramjet”, mais simples, consiste de um duto, dotado de uma tomada de ar
com uma seção, anterior, em forma de difusor (Figura 21), onde onda de choque oblíqua
gerada durante o voo hipersônico comprime e desacelera o ar atmosférico, aumentando
pressão e temperatura (HEISER e PRATT, 1994).
Uma região localizada no início da câmara de combustão, muitas vezes denominada
de isolador (Figura 21), tem como função separar a entrada de ar (difusor do combustor),
diminuindo a influência do processo de combustão no processo de compressão promovido
pelo difusor (HEISER e PRATT, 1994).
Após a região do isolador, na seção da câmara de combustão (Figura 21), combustível
(Figura 2) é então injetado e misturado ao ar atmosférico que se encontra em velocidade
supersônica. Após a mistura turbulenta com o Oxigênio do ar em alta temperatura, ocorre a
autoignição da mistura Oxigênio e combustível (Figura 2). O processo de mistura e queima
aumenta a temperatura e pressão do escoamento. Por fim, os produtos da combustão são
expandidos na seção de exaustão (HEISER e PRATT, 1994).
Figura 21 - Construção esquemática de um “scramjet”.
Fonte: Adaptação web site oficial da NASA (http://www.nasa.gov, 2011).
39
3-
METODOLOGIA
A estratégia metodológica do projeto dimensional para manufatura do VHA 14-X foi
definida em quatro fases:
a)
Concepção, projeto dimensional e investigação experimental no Túnel T3, do modelo
da configuração “waverider” do VHA 14-X, para obtenção da distribuição de pressão ao
longo da superfície do intradorso e fotografias “schlieren” das ondas de choque cônica e
oblíqua relativas ao bordo de ataque de 5.5º e da rampa de compressão da entrada de ar da
câmara de combustão de 20º;
b)
Anteprojeto dimensional do demonstrador tecnológico do VHA 14-X, para definição
do projeto dimensional de modelo da configuração “scramjet” para realização de investigação
experimental no Túnel T3;
c)
Concepção, projeto dimensional e investigação experimental no Túnel T3, de modelo
da configuração “scramjet” do VHA 14-X, para obtenção da distribuição de pressão ao longo
da câmara de combustão e fotografias “schlieren” das ondas de choque oblíqua, incidente e
refletida, relativa a rampa de compressão da entrada de ar da câmara de combustão de 20º;
d)
Projeto dimensional do demonstrador tecnológico do VHA 14-X, para realização de
voo atmosférico a 30 km de altitude com velocidade correspondente a número de Mach 10.
3.1-
Configuração “waverider” do VHA 14-X
3.1.1- Concepção da configuração “waverider”
A configuração “waverider” do VHA 14-X (ROLIM, 2009) utiliza a concepção de
configuração “waverider” derivada de escoamento cônico, desenvolvida por Rasmussen e He
(1990), a qual é construída com base em um campo de escoamento hipersônico conhecido
associado a ondas de choques geradas por um corpo cônico (Figura 22), com as seguintes
hipóteses:
•
A geometria do extradorso, do VHA 14-X, não provoca o estabelecimento de ondas de
choque, consequentemente, o extradorso está alinhado com o escoamento hipersônico;
•
O bordo de ataque, do VHA 14-X, gera onda de choque cônica atada, determinando
uma
região
de
pressão
superior
à
pressão
do
extradorso
(Figura
18),
consequentemente, possibilitando condições de sustentação do VHA 14-X;
•
O intradorso é formado pelas linhas de corrente originadas no bordo de ataque, do
VHA 14-X (Figura 18).
40
Número de Mach ( M ), semiângulo do cone-base ( ), comprimento do “waverider”
(Lw), ângulo de azimute ( ) e razão entre distâncias verticais máxima e mínima do dorso ao
centro do cone-base (Ro/Xs) foram os parâmetros analisados por Rolim (2009) (Figura 22),
considerando a maximização de CL/CD (razão de planeio, entre sustentação e arrasto) e
maximização de volume interno, resultando no projeto otimizado da configuração
“waverider”, com semiângulo de cone-base ( ) de 5,5º e comprimento (Lw) de
aproximadamente de 2 m, do VHA 14-X, para voo atmosférico entre 30-50 km, com
velocidade correspondente a número de Mach 10.
A interseção das linhas de corrente definidas por um bordo de fuga arbitrário com o
choque cônico é tomada como o lugar geométrico do bordo de ataque. Uma vez obtida essa
curva, a superfície de compressão (intradorso) é determinada. De maneira simples, o
extradorso tem linhas de corrente paralela ao escoamento livre. Por processo iterativo definese a superfície “waverider”, de modo a otimizar parâmetros de eficiência aerodinâmica e
volumétrica, tais como: determinação do alcance do veículo (razão de planeio) e determinação
do volume de carga útil.
Figura 22 - Construção de “waverider” derivada de escoamento cônico.
Fonte: Adaptação de Rolim, 2009.
41
3.1.2- Projeto dimensional da configuração “waverider”
O projeto dimensional da configuração “waverider” foi supervisionado pelo, então 1º
Ten., hoje Cap. Eng. Tiago Cavalcanti Rolim, Pesquisador do EAH-E/IEAv, para realização
da investigação experimental da configuração “waverider” no Túnel de Choque Hipersônico
T3, como parte da Dissertação de Mestrado (2009), pelo ITA/DCTA. Este projeto foi
desenvolvido em conjunto pelo Servidor Marcelo Amorim da Divisão de Suporte Tecnológico
(SUTEC/IEAv) e por este autor (ainda como estudante do Curso Técnico em Mecânica
Industrial pelo CEPHAS/São José dos Campos), utilizando as licenças do software Inventor,
licenças adquiridas pelo projeto FAPESP (2005).
Inicialmente, a superfície externa da configuração “waverider” (Figura 23) foi gerada
através da metodologia desenvolvida por Rolim (2009), descrita resumidamente na seção
3.1.1 deste Trabalho de Graduação.
Figura 23 - Projeto conceitual da superfície externa do “waverider” do VHA 14-X.
Fonte: Adaptação de Rolim, 2009.
A superfície externa da configuração “waverider” (Figura 23) foi exportada para o
software Inventor, onde o dimensionamento da configuração “waverider” foi desenvolvido,
respeitando os critérios de dimensionamento para modelos a serem instalados na seção de
teste (de 0,60 m de diâmetro e 1,40 m de comprimento) do Túnel T3.
Rolim (2009) adicionou à configuração “waverider” uma rampa de compressão de 20º
(Figura 24) para propiciar as condições adequadas de pressão, temperatura e velocidade
supersônica do escoamento de ar atmosférico para obtenção da combustão na câmara de
combustão. Ainda, adicionou uma rampa de expansão de 15º (Figura 24) para que os produtos
42
da combustão possam expandir, aumentando a velocidade do escoamento, gerando o empuxo
necessário para o veículo voar.
Figura 24 - Projeto dimensional da superfície externa do “waverider” do VHA 14-X.
Fonte: Costa, 2011.
Sete (7) transdutores de pressão piezoelétricos, PCB 132A31 e 132A35 foram
distribuídos (Figura 25) e alinhados com a superfície externa (Figura 26) do modelo
“waverider”, com o objetivo de obter a distribuição de pressão na linha de corrente (linha de
simetria longitudinal) central e fora dela para melhor entendimento do escoamento sobre a
superfície do intradorso.
Figura 25 - Localização dos transdutores de pressão no modelo “waverider”.
Fonte: Costa, 2011.
43
Figura 26 - Instalação do transdutor de pressão na superfície externa do modelo.
Fonte: Costa, 2011.
Ainda, foi previsto a instalação de um transdutor de pressão piezoelétrico PCB
112A22 (Figura 27) com o objetivo de medir a pressão do escoamento hipersônico (não
perturbado), através da pressão de estagnação (pressão pitot) na seção de teste (Figura 28) do
Túnel T3.
Figura 27 - Alojamento do transdutor de pressão para medição da pressão, pitot.
Fonte: Costa, 2011.
No projeto do Túnel T3 foram previstas, basicamente, duas possibilidades de fixação
de modelos a serem ensaiados. A primeira é feita através de dispositivo localizado na parte de
trás da seção de teste do Túnel T3 (Figura 28), o qual permite posicionar o modelo
“waverider” a qualquer distância da seção convergente-divergente, inclusive se necessário
colocar parte do modelo interno a seção convergente-divergente. A segunda através das
aberturas na parte inferior e superior localizadas logo após a seção convergente-divergente
(Figura 28), na qual será feita a fixação do modelo “scramjet”.
44
Figura 28 - Posicionamento do modelo “waverider” na seção de teste do Túnel T3.
Fonte: Costa, 2011.
Para fixar o modelo “waverider” ao suporte traseiro do Túnel T3 (Figura 28) foi
necessário projetar um suporte de fixação (Figura 29).
Observe que o suporte de fixação do modelo “waverider” permanece interno a seção
de teste do Túnel T3 (Figura 28), e que existe um sistema de vedação na seção que acopla ao
suporte traseiro de fixação do Túnel T3, pois a seção de teste necessita estar em vácuo durante
o ensaio.
Figura 29 - Suporte de fixação do modelo “waverider”.
Fonte: Costa, 2011.
45
3.2-
Anteprojeto dimensional do VHA 14-X
O anteprojeto do VHA 14-X, em escala real, para voo atmosférico está baseado na
concepção da configuração “waverider” (Figura 22), nos resultados das fotografias schlieren
da investigação experimental (ROLIM, 2009) e no comprimento de 2123 mm e envergadura
de 830 mm (Figura 30). Rampas de compressão de 20º e de expansão de 15º, definidas por
Rolim (2009) foram mantidas no anteprojeto do VHA 14-X.
Figura 30 - Anteprojeto dimensional do VHA 14-X.
Fonte: Costa, 2011.
3.3-
Configuração “scramjet” do VHA 14-X
3.3.1- Concepção da configuração “scramjet”
Como comentado na seção 2.3.2 a câmara de combustão mais simples consiste em
uma tubulação retangular. Moura (2009) definiu a câmara de combustão como sendo um duto
de 399,10 mm (265,10 mm + 134 mm) de comprimento por 80 mm de largura e 35 mm de
altura. À câmara de combustão foi acoplada na superfície inferior da configuração
“waverider”, entre a rampa de compressão de 20º e a rampa de expansão de 15º, definida pelo
trabalho experimental de Rolim (2009).
Rampa de compressão, com ângulo de 20º e comprimento de 122 mm em relação à
horizontal (Figura 31), foi adicionada à configuração “waverider” Rolim (2009), com o
objetivo de propiciar as condições adequadas ao escoamento de ar atmosférico, comprimido e
desacelerado pela rampa de compressão cônica, de 5,5º, do bordo de ataque.
46
O isolador (início da câmara de combustão) do motor “scramjet” com comprimento de
265,1 mm e altura de 35 mm foram definidas conforme trabalhos numérico de Hyslop (1998)
e experimental de Kasal et al. (2002), respectivamente. Kasal et al. (2002) utilizou um
modelo de estato-reator a combustão supersônica ensaiado em condições semelhantes às que
estão sendo utilizadas no projeto do “scramjet” do VHA 14-X. Os estudos de Hyslop (1998)
simulam numericamente um estato-reator a combustão supersônica com o objetivo de
oferecer empuxo máximo.
Após a seção do isolador foi adicionado o comprimento de 134 mm (KASAL et al.,
2002). O ângulo de 4,5º foi imposto ao comprimento de 134 mm para prevenir o choque
térmico, possibilitando expansão da combustão ainda na câmara de combustão.
Finalmente, rampa de expansão, com ângulo de 15º e comprimento de 428,6 mm em
relação à horizontal (Figura 31), foi adicionada à configuração “waverider” (ROLIM, 2009)
com o objetivo de propiciar as condições adequadas aos produtos da combustão expandir,
acelerando o escoamento e propiciando o empuxo necessário para o veículo aeroespacial.
Figura 31 - Dimensionamento do “scramjet” do VHA 14-X.
Fonte: Adaptação de Moura, 2009.
3.3.2- Projeto dimensional da configuração “scramjet
O projeto dimensional da configuração “scramjet” foi supervisionado por Gabriela
Silva Moura, para realização da investigação experimental da configuração “scramjet” no
Túnel T3, como proposta da Tese de Doutorado (2009), pelo ITA/DCTA. Este projeto foi
desenvolvido em conjunto pelo Servidor Adriano Zanni da Divisão de Suporte Tecnológico
(SUTEC/IEAv) e por este autor (já como estudante em Manufatura de Sistemas Aeronáuticos
pela FATEC/São José dos Campos).
O Túnel T3, de seção de teste do 0,60 m de diâmetro e 1,40 m de comprimento, não
permite a realização da investigação experimental do VHA 14-X, configuração do motor
“scramjet” integrado à configuração “waverider”, de dimensões aproximadas de 2000 mm de
comprimento e 830 mm de envergadura.
47
Salienta-se que o modelo (Figura 32), de uma das três câmaras de combustão do VHA
14-X, foi truncado na rampa de compressão do bordo de ataque de 5,5º, definindo um
comprimento total de 1449,90 m (Figura 33).
Figura 32 - Modelo do “scramjet” do VHA 14-X.
Fonte: Costa, 2011.
Figura 33 - Projeto dimensional do modelo “scramjet” do VHA 14-X.
Fonte: Costa, 2011.
Adicionalmente, colocou-se a rampa de compressão do bordo de ataque de 5,5º na
posição horizontal com o escoamento de forma a não provocar onda de choque oblíqua, na
rampa de compressão de 5,5º, quando na investigação no Túnel T3. Janelas de quartzo foram
adicionadas nas laterais e na parte inferior da câmara de combustão, para possibilitar a
aplicação de técnicas de diagnóstico para o estudo da combustão.
Foi previsto a instalação de dois transdutores de pressão piezoelétricos PCB 112A21
(Figura 27) com o objetivo de medir a pressão do escoamento hipersônico (não perturbado),
através da pressão pitot, semelhantemente, ao que é feito na investigação experimental da
48
configuração “waverider”. Um transdutor de pressão pitot foi posicionado à frente da 1ª
rampa na horizontal, e o segundo transdutor na entrada da rampa de compressão. Ambos os
transdutores foram posicionados fora da influência do escoamento hipersônico, de forma a
não mascarar o escoamento sob o modelo “scramjet”.
Vinte e seis (26) e sete (7) transdutores de pressão piezoelétricos, PCB 112A21 ou
PCB 112A22, foram distribuídos na linha de centro e fora da linha de centro, respectivamente,
na superfície do intradorso e interno à câmara de combustão do modelo “scramjet” (Figura
34). Todos os transdutores foram alojados internos à superfície do modelo (Figura 35),
formando um volume pré-estabelecido pelo fabricante, de forma a não danificar a superfície
medidora do transdutor, semelhantemente aos transdutores de pressão pitot (Figura 27).
Figura 34 - Posicionamento dos transdutores de pressão no modelo “scramjet”.
Fonte: Costa, 2011.
Figura 35 - Alojamento dos transdutores de pressão no modelo “scramjet”.
Fonte: Costa, 2011.
49
O suporte de fixação do modelo “scramjet” (Figura 36) foi projetado para fixação na
abertura inferior da seção de teste do Túnel T3 (Figura 37).
Figura 36 - Suporte de fixação do modelo “scramjet”.
Fonte: Costa, 2011.
Para manter a rampa frontal na horizontal, de forma que não provoque a formação de
onda de choque oblíqua foi feita furação na garra lateral do suporte de fixação (Figura 37), e
um fuso foi projetado para permitir movimentar o modelo “scramjet” na horizontal,
posicionando-o interno à seção divergente-convergente, com correspondente número de Mach
desejado (Figura 36).
Figura 37 - Posicionamento do modelo “scramjet” na seção de teste do Túnel T3.
Fonte: Costa, 2011.
50
3.4-
Projeto dimensional do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X
O projeto dimensional da configuração preliminar do VHA 14-X, medindo 2000 mm
de comprimento e 830 mm de envergadura (Figura 38), é baseado nos projetos dimensionais
das configurações “waverider” (Figura 39) e “scramjet” (Figura 39) e nos resultados obtidos
na investigação experimental no Túnel T3, das respectivas configurações (Figuras 24 e 32).
Figura 38 - Projeto dimensional do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X.
Fonte: Costa, 2011.
Figura 39 - Projeto dimensional do “waverider” e do “scramjet” do VHA 14-X.
Fonte: Costa, 2011.
51
4-
RESULTADOS E DISCUSSÕES
4.1-
Definição do voo atmosférico do VHA 14-X
Com o início do desenvolvimento do projeto dimensional do VHA 14-X, das
configurações “waverider” e “scramjet” e das investigações experimentais e numéricas
relacionadas, a Coordenadoria do projeto VHA 14-X definiu a missão (MINUCCI e TORO,
2011) para a realização do voo atmosférico a altitude de 30 km e velocidade correspondente a
número de Mach 10, com quatro voos atmosféricos (Tabela 1).
Tabela 1 - Plano de Voo Atmosférico do VHA 14-X.
Voo
Número de Mach
Veículo Acelerador Hipersônico
Motor “scramjet”
1º
6 Cativo*
Motor S31 e S30
Sem queima de Hidrogênio
2º
6 Livre**
Motor S31 e S30
Sem queima de Hidrogênio
3º
6 Livre
Motor S31 e S30
Com queima de Hidrogênio
4º
10 Livre
A definir
Com queima de Hidrogênio
*
Voo cativo (VAH acoplado ao VHA 14-X);
**
Voo livre (VAH separado do VHA 14-X).
Fonte: Minucci e Toro, 2011.
Primeiramente, o VAH, (Figura 40), irá acelerar o VHA 14-X para as condições préestabelecidas (Figura 41), de operação do estato-reator a combustão supersônica “scramjet”,
ou seja, posição (altitude, longitude e latitude), velocidade (número de Mach), pressão
dinâmica e ângulo de ataque, a partir do Centro de Lançamento de Alcântara (Figura 42).
Figura 40 - VAH acoplado ao VHA 14-X.
52
Figura 41 - Visão artística do VHA 14-X em trajetória balística.
O Centro de Lançamento de Alcântara, CLA (Figura 42), é uma base de lançamento
de satélites da Agência Espacial Brasileira (AEB), localizado na Latitude 2º 18' S Longitude
44º 22' W, na costa norte do Brasil, próximo da cidade de São Luis (capital do Estado do
Maranhão). O CLA é operado pelo Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial
(DCTA). CLA é a base de lançamento mais próxima do equador, o que proporciona uma
vantagem significativa no lançamento de satélites, um atributo compartilhado apenas pelo
Centro Espacial da Guiana Francesa (utilizado pela França), e oferecendo vantagem sobre a
base de lançamento do Cabo Canaveral (EUA).
Figura 42 - Centro de Lançamento de Alcântara - CLA.
Baseados em pesquisa dos demonstradores de tecnologia “scramjet” dos programas
dos Estados Unidos (veículos X-43 e X-51) e da Austrália (HyShot), o VAH deverá acelerar o
1º VHA 14-X (Tabela 1) até aproximadamente 30 km de altitude alcançando velocidade
aproximada de 1.800 m/s (correspondente a número de Mach 6) (Figura 41). Nesta condição,
deverá ocorrer a separação do motor do 2º Estágio do VAH do VHA 14-X. Em seguida, o
53
estato-reator a combustão supersônica (“scramjet”) entrará em operação, por cerca de 4 s, em
voo ascendente do VHA 14-X. Completada a missão, o VHA 14-X seguirá em voo balístico.
Após o atingir o apogeu o VHA 14-X seguirá em voo descendente até mergulhar no Oceano
Atlântico. O VHA 14-X não será recuperado.
Como mencionado anteriormente, o VHA 14-X requer um VAH, onde a primeira
opção (para os voos atmosféricos a velocidade correspondente a número de Mach 6) será
composto pelos motores foguetes a combustível sólido, S31 e S30, de fabricação do Instituto
de Aeronáutica e Espaço (IAE/DCTA).
Em geral, os foguetes de sondagem são utilizados para missões suborbitais de
exploração do espaço, capazes de transportar experimentos científicos e tecnológicos para a
órbita suborbital. O Brasil (IAE/DCTA) tem veículos operacionais de classe de foguetes de
sondagem, que abastecem boa parte das necessidades do Brasil, com um histórico de
lançamentos bem sucedidos.
4.2-
Investigação experimental no Túnel de Choque Hipersônico T3
4.2.1- Túnel de Choque Hipersônico T3
O Túnel de Choque Hipersônico T3 (Figura 43), financiado pela FAPESP (2005) foi
projetado como ferramenta laboratorial de P&D a ser utilizado na pesquisa básica: i) da
tecnologia de propulsão hipersônica aspirada utilizando o conceito de combustão supersônica;
ii) da tecnologia de propulsão hipersônica aspirada utilizando o conceito de radiação
eletromagnética (laser); iii) da aerotermodinâmica de reentrada de veículos espaciais; iv) do
controle do escoamento hipersônico por adição de energia eletromagnética (laser).
Figura 43 - Túnel de Choque Hipersônico T3.
Fonte: Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, 2010.
54
O Túnel T3 (Figura 43) tem seção de teste de 0,60 m. de diâmetro e 1,40 m de
comprimento, inaugurado em Dezembro de 2006.
O Túnel T3 é constituído por um tubo de choque onde um bocal convergentedivergente é acoplado ao final da seção de baixa pressão (do tubo de choque). Com isto o gás
aquecido e comprimido pela onda de choque incidente (no tubo de choque) é expandido (no
bocal convergente-divergente) para altas velocidades (correspondentes a números de Mach de
6 a 25) e altas temperaturas (correspondentes a entalpias da ordem de 10 MJ/kg), produzindo
escoamento hipersônico na seção de teste do túnel, semelhantes àquelas encontradas durante o
voo de um veículo aeroespacial entrando na atmosfera terrestre em velocidades hipersônicas.
O tempo de teste, estimado na seção de teste, de 2 a 10 milésimos de segundo são suficientes
para o estudo dos fenômenos que ocorrem em sistemas de propulsão hipersônica aspirada
baseada na tecnologia da combustão supersônica (TORO et al., 2005, 2007).
A caracterização do escoamento hipersônico (ROMANELLI PINTO et al., 2011a,
2011b) na seção de teste, do Túnel T3, possibilita estudar a influência da espessura da camada
limite no segmento divergente do bocal convergente-divergente (acoplado ao final da seção
de baixa pressão) (Figura 44), e consequentemente, determinar a dimensão de modelos a
serem ensaiados no Túnel T3. Adicionalmente, possibilita determinar a frente do escoamento
oriundo da seção de alta pressão (gás frio), que contaminará o gás de simulação na seção de
teste e será fator determinante do tempo de teste do túnel.
Figura 44 - Bocal convergente-divergente.
Fonte: Adaptação de Romanelli Pinto et al., 2011a, 2011b.
A caracterização da uniformidade do escoamento na seção de teste é realizada através
da determinação da distribuição da pressão (ROMANELLI PINTO et al., 2011a, 2011b), e,
brevemente, de fluxo de calor na seção transversal, na saída do bocal convergente-divergente,
através de dispositivo “rake” (Figura 45), onde 29 transdutores de pressão (Figura 27) medem
a pressão de estagnação (pitot).
55
Figura 45 - Dispositivo de medição de pressão instalado na seção de teste do Túnel T3.
Fonte: Adaptação de Romanelli Pinto et al., 2011a, 2011b.
Adicionalmente, visualização da qualidade do escoamento é obtida utilizando sistema
“schlieren” de fotografia (Figura 46). Câmera de alta velocidade, Cordin modelo 550,
acoplada a sistema de espelhos ópticos, montados em configuração em “Z”, permite obter a
visualização dinâmica da variação da densidade (massa específica) do escoamento
hipersônico, através do método de fotografia “schlieren”.
Figura 46 - Sistema óptico “schlieren” acoplada a câmera de alta velocidade Cordin 550.
O sistema de aquisição de dados, acoplado aos transdutores de pressão, permite obter
as informações da passagem da onda de choque sobre os transdutores de pressão instalados ao
56
longo do Túnel T3 e sobre os 29 transdutores (Figura 45) instalados no dispositivo “rake”
montado na saída do bocal convergente-divergente (Figura 44).
Os dois primeiros sinais (da esquerda para a direita) são utilizados para medir o tempo
da onda de choque incidente no reservatório de baixa pressão, enquanto o terceiro sinal é
utilizado para medir a pressão de estagnação do escoamento na seção de baixa pressão do
túnel (Figura 47). O quarto sinal (Figura 47) é o sinal típico da medição da pressão (pitot)
obtida pelo transdutores (Figura 45) instalados no dispositivo montado na saída do bocal
convergente-divergente (Figura 44).
Figura 47 - Sinais típicos de pressão para escoamento com número de Mach 10.
Fonte: Romanelli Pinto et al., 2011a, 2011b.
As distribuições de pressão do escoamento de alta entalpia e com número de Mach 7,2
(Figura 48) e com número de Mach 9,2 (Figura 49), respectivamente, mostram que o
escoamento é simétrico, permitindo observar a influência da camada limite e o perfil da
pressão na saída do segmento cônico do bocal convergente-divergente (Figura 44).
Figura 48 - Distribuição da pressão na seção de teste do Túnel T3, Mach 7,2.
57
Figura 49 - Distribuição da pressão na seção de teste do Túnel T3, Mach 9,2.
A fotografia “schlieren” (Figura 50), da interação do escoamento hipersônico com
número de Mach 9.2, permite observar o escoamento simétrico sobre o transdutor de pressão
pitot (Figura 45) e mensurar a distância de 1,04 mm, entre a onda de choque destacada e o
corpo rombudo do medidor de pressão, a qual está de acordo (12%) com a correlação de
Billing (ANDERSON, 2003).
Figura 50 - Fotografia “schlieren” do escoamento com número de Mach 9,2.
4.2.2- Investigação experimental da aerodinâmica da configuração “waverider”
A investigação experimental da aerodinâmica da configuração “waverider” do VHA
14-X no Túnel T3 foi supervisionado pelo Cap. Eng. Tiago Cavalcanti Rolim. A operação do
Túnel T3 foi realizada pela equipe do Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof.
Henry T. Nagamatsu.
O projeto dimensional da configuração “waverider” (Figura 24) possibilitou
confeccionar o modelo, em escala adequada do VHA 14-X, com financiamento da FAPESP
(2005) em aço inox 304, medindo 781,2 mm de comprimento e 327,49 mm de envergadura
58
(Figura 51) para realização da investigação experimental da aerodinâmica da configuração
“waverider” do VHA 14-X, no Túnel T3 (ROLIM, 2009).
Figura 51 - Modelo “waverider” instalado na seção de teste do Túnel T3.
Fonte: Rolim, 2009.
O Túnel T3 (ROLIM, 2009) operou em regimes de Mach 8.9 a 10.0, com número de
Reynolds da ordem de 106 a 107 (m-1) e número de Knudsen de 0.06 a 0.19, com condições de
estagnação de 2150 K e 2946 psi. A distribuição de pressão sobre o intradorso do modelo foi
medida através de sensores piezelétricos localizados ao longo da linha de centro do modelo e
em alguns pontos fora dela, de modo a se obter informações sobre o escoamento transversal.
Essas medidas foram cruciais para a investigação do escoamento na entrada de ar e na
superfície de expansão (tubeira). Aliadas a esses dados, as análises das fotografias “schlieren”
possibilitam a localização das ondas de choque e um melhor entendimento do comportamento
do escoamento na entrada de ar.
A determinação dos ângulos da onda de choque cônica formada no bordo de ataque
(Figura 52) e da onda de choque oblíqua formada na entrada de ar na câmara de combustão
(Figura 53) da configuração “waverider”, do VHA 14-X, possibilitaram a localização das
propriedades aerotermodinâmicas do escoamento (número de Mach 7,6) e o projeto
dimensional da configuração motor “scramjet”, para investigação experimental da injeção de
combustível Hidrogênio e a combustão supersônica do Hidrogênio com o Oxigênio.
Figura 52 - Fotografia “schlieren” do bordo de ataque do VHA 14-X, Mach 10.
Fonte: Rolim, 2009.
59
Figura 53 - Fotografia “schlieren” da rampa de compressão do VHA 14-X, Mach 7,57.
Fonte: Rolim, 2009.
Análise das fotografias “schlieren” (Figuras 48 e 49) possibilitou medir com precisão
o ângulo da onda de choque cônica de 11° e o ângulo da onda de choque oblíqua de 27°.
4.2.3- Investigação experimental da aerodinâmica da configuração “scramjet”
A investigação experimental da aerodinâmica da configuração “scramjet” do VHA 14X no Túnel T3 foi supervisionado pelo colaborador David Romanelli Pinto, com operação do
Túnel T3 realizada pela equipe do Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof.
Henry T. Nagamatsu.
O projeto dimensional do modelo “scramjet” (Figura 33) possibilitou a confecção de
tal modelo, com financiamento do CNPq (2007), em aço inox 304 (Figura 54), com 1449,90
mm de comprimento total, e com dimensões reais, conforme trabalho de Moura (2009) da
câmara de combustão, do motor “scramjet” de voo do VHA 14-X, medindo 399,10 mm
(265,10 mm + 134 mm) de comprimento e 80 mm de largura (Figura 31) foi projetado para a
investigação experimental da aerodinâmica da configuração “scramjet” (MOURA, 2009) e
posteriormente, investigação da combustão supersônica, no Túnel de T3, com financiamento
da FINEP (2008).
Figura 54 - Modelo “scramjet” instalado na seção de teste do Túnel T3.
60
O Túnel T3 operou nas condições semelhantes às condições da rampa de compressão
da investigação do modelo “waverider” (ROLIM, 2009) com número de Mach 7,5 (Figura
53).
A distribuição de pressão sobre o modelo “scramjet” foi medida através de sensores
piezelétricos (Figura 27) localizados ao longo da linha de centro do modelo e em alguns
pontos fora dela, de modo a se obter informações sobre o escoamento transversal. Análise da
fotografia “schlieren” (Figura 55) possibilitou estudar a estrutura da onda de choque oblíqua
(na entrada da câmara de combustão) e o entendimento da influência da onda de choque
refletida e do comportamento do escoamento ao longo da câmara de combustão.
Figura 55 - Fotografia “schlieren” do escoamento Mach 7,5 no modelo “scramjet”.
4.3-
Simulação Computacional da Dinâmica do Fluido
4.3.1- Simulação numérica do VHA 14-X
A realização da simulação numérica do escoamento externo e interno, utilizando o
projeto dimensional, do VHA 14-X (Figura 38), em voo atmosférico a 30 km de altitude com
velocidade de voo correspondente a números de Mach 6, 7 e 10, está sendo desenvolvida
através da colaboração entre o Instituto de Estudos Avançados (IEAv/DCTA) e a ONERA
(Laboratório Aeroespacial Francês).
61
4.3.2- Simulação numérica da configuração “scramjet”
A realização da simulação numérica, em 2-D, do escoamento externo e interno,
utilizando o projeto dimensional da configuração “scramjet” (Figura 33) do VHA 14-X está
sendo desenvolvida pela Subdivisão de Simulação Computacional, EAH-C, deste instituto,
através do software computacional “Fluent” que possibilita efetuar simulação computacional
do escoamento supersônico/hipersônico, viscoso considerando gás perfeito e gás real.
Os resultados preliminares dos escoamentos: ao longo do intradorso, na seção interna
da câmara de combustão e ao longo da seção de expansão do “scramjet” foram analisados
considerando a geometria e dimensões da configuração “scramjet” (Figura 33) e nas
condições de voo atmosférico do VHA 14-X (30 km de altitude) e velocidade de voo
correspondente a número de Mach 10.
Entretanto, observa-se que a simulação numérica (EAH-C, 2011) considera
escoamento 2-D, a qual não possibilita simular o escoamento sobre a configuração
“waverider”, geometria oriunda de escoamento cônico, puramente 3-D (Figura 38). A
configuração adotada pela EAH-C utiliza a seção transversal truncada após o bordo de ataque
(Figura 56) até o final da seção de expansão.
Figura 56 - Modelo 2-D utilizado para desenvolvimento de simulação numérica.
Fonte: Adaptação de Subdivisão de Simulação Computacional, 2011.
A simulação numérica (EAH-C, 2011) considera que o escoamento imposto na
rampa de compressão (de 5,5º) pressão e temperatura de 3892 Pa e 339 K, respectivamente.
Estas são condições propiciadas pelo veículo voando a número de Mach 10, na altitude de 30
km, com pressão e temperatura de 1168,9 Pa e 226,65 K. Ainda, considera dimensões da
câmara de combustão de 80 mm de largura e 35 mm de altura (MOURA, 2009).
O número de Mach ao longo da seção transversal (2-D) do VHA 14-X (truncado) é
apresentado pela simulação numérica (EAH-C, 2011) considerando: i) escoamento sem
viscosidade (não viscoso, sem a existência de camada limite) (Figura 57); ii) escoamento com
viscosidade com camada limite laminar (Figura 58); e escoamento com viscosidade com
camada limite turbulenta (Figura 59); com número de Mach 8,2.
A EAH-C(2011), ainda, apresentou não só estudos detalhados do número de Mach,
enfatizando regiões subsônicas que poderiam comprometer a combustão supersônica, mas
62
também análises da pressão, temperatura e massa específica ao longo da seção transversal do
VHA 14-X.
Figura 57 - Simulação do escoamento não viscoso com número de Mach 8,2.
Fonte: Subdivisão de Simulação Computacional, 2011.
Figura 58 - Simulação do escoamento viscoso laminar com número de Mach 8,2.
Figura 59 - Simulação do escoamento viscoso turbulento com número de Mach 8,2.
4.4-
Projeto da configuração interna do VHA 14-X
O projeto do layout interno e dimensional segue o conceito desenvolvido (REDIFER
et al., 2008) no projeto do veículo X-43 (Figura 60).
63
Inicialmente, realizou-se a seleção, mínima, de componentes a serem embarcados no
VHA 14-X, visando não somente o tanque de combustível, como também os equipamentos
para monitoramento de voo e do sistema de propulsão e transmissão de dados.
Figura 60 - Layout interno do veículo X-43.
Fonte: Redifer et al., 2008.
4.4.1- Concepção da configuração interna do VHA 14-X
Estudo preliminar (OLIVEIRA NETO et al., 2008) para especificação dos sistemas
principais (Tabela 2) para operação da propulsão hipersônica aspirada a combustão
supersônica “scramjet” e monitoramento das configurações “waverider” e “scramjet” e, ainda,
da transmissão de dados para uma base em terra foram desenvolvidos com o objetivo de
definir o layout interno (Figura 61) e consequentemente, determinação do Centro de
Gravidade (Figura 62) do VHA 14-X. Este estudo foi baseado no projeto do veículo X-43
(REDIFER et al., 2008) (Figura 60).
Figura 61 - Layout interno preliminar do VHA 14-X.
Fonte: Oliveira Neto et al., 2008
64
Figura 62 - Centro de Gravidade do “waverider” preliminar do VHA 14-X.
Fonte: Oliveira Neto et al., 2008.
Tabela 2 - Relação dos sistemas internos principais do VHA 14-X.
Sistemas
Peso (kg)
1
Bateria
0,613
2
Unidade de Controle de Energia
0.500
3
Unidade de Gerenciamento de Voo
0,340
4
Sistema de Aquisição de Dados
0,164
5
Tanque de Hidrogênio
14,000
6
Tanque de Água – Sistema de Arrefecimento
0,800
7
Tanque de Silano – Sistema de Ignição
2,200
8
Tanque de Nitrogênio – Sistema de Pressurização
2,200
9
Atuadores
6,000
10
Unidade de Controle dos Atuadores
0,280
11
Bomba do Sistema de Arrefecimento
1,000
12
Eletroválvula dos Sistemas de Ignição e Pressurização
0,078
13
Sistema de Telemetria e Controle (Data link)
0,300
14
Transponder
15
Sistema de Posicionamento Global (GPS)
Fonte: Oliveira Neto et al., 2008.
0,014
65
4.4.2- Dimensionamento da configuração interna do VHA 14-X
Baseado no volume interno (Figura 63), da configuração “waverider”, disponível para
a instalação dos sistemas principais (OLIVEIRA NETO et al., 2008), definiu-se o
posicionamento e dimensionamento das longarinas longitudinais e nervuras transversais.
Figura 63 - Projeto dimensional preliminar interno do VHA 14-X.
Fonte: Costa, 2011.
4.5-
Seleção preliminar de materiais para o VHA 14-X
4.5.1- Seleção de materiais para a estrutura interna da configuração “waverider”
O veículo X-43 (Figura 64) utiliza aço especial 4140 para as longarinas e aço inox 304
nas nervuras (HARSHA et al., 2005). Observa-se que o aço 4140 é utilizado na estrutura do
motor do foguete VSB-30 (HEITKOETTER, 2009). A Coordenadoria do Projeto 14-X
decidiu utilizar os materiais, aço especial 4140 e aço inox 304 (Figura 67) para a estrutura das
longarinas e nervuras do VHA 14-X, identicamente ao veículo X-43.
4.5.2- Seleção de materiais para o motor “scramjet”
Os motores “scramjet” dos veículos X-43 (Figura 65) e X-51 (Figura 66) são
confeccionados em liga de cobre Glidecop Al 60 (HARSHA et al., 2005) e Inconel (HANK et
al., 2008), respectivamente.
66
Figura 64 - Materiais utilizados no veículo X-43.
Fonte: Adaptação de Harsha et al., 2005.
Figura 65 - Material do motor “scramjet” do veículo X-43.
Fonte: Adaptação de Harsha et al., 2005.
Figura 66 - Material do motor “scramjet” do veículo X-51.
Fonte: Adaptação de Hank et al., 2008.
67
Realizando levantamento das propriedades do cobre e do Inconel (site “MatWeb
Material Property Data”, www.matweb.com) observou-se que a liga Inconel tem melhores
propriedades que o Cobre, portanto, realizou-se estudo sobre seleção das ligas de Inconel
(COSTA et al., 2011a).
A empresa Alloywire International (www.alloywire.com) apresenta uma elevada gama
de ligas Inconel (ligas a base de Níquel). Dentre as diversas opções estudaram-se as ligas:
Nimonic 90, Waspaloy, X-750 e 718, que se destacam pelo amplo emprego na indústria
aeroespacial norte-americana.
A matriz de decisão (Tabela 3), a qual contém os materiais candidatos, apresenta um
comparativo de requisitos baseado nas propriedades mecânicas a altas temperaturas e
resistência a corrosão e oxidação entre as diversas ligas Inconel. Ainda, a matriz de decisão
também leva em consideração as propriedades térmicas e mecânicas.
Todos os materiais em questão são endurecidos por precipitação e tem boas
propriedades mecânicas a elevadas temperaturas. Porém, somente os materiais X-750 e 718
atendem a todos os requisitos estabelecidos (Tabela 3).
Em projeto de veículos que trafegam na atmosfera é imprescindível ter o menor peso,
consequentemente, menor massa específica, portanto, considerando este requisito selecionouse, preliminarmente o material Inconel 718 (Tabela 3) para o motor “scramjet” do VHA 14-X.
Entretanto, a estrutura do motor “scramjet” opera, também, como elemento estrutural,
necessitando ter capacidade de suportar as cargas aerodinâmicas durante o voo atmosférico,
consequentemente, quanto maior a tensão de escoamento e módulo de rigidez melhor será o
comportamento do elemento em operação, portanto, o material Inconel 718 tem vantagem em
relação ao Inconel X-750 (Tabela 3).
Ainda, o material Inconel 718 tem menor difusividade térmica (
k
) em relação ao
cp
X-750 (Tabela 3), o qual possibilita ter maior resistência ao aquecimento aerodinâmico do
VHA 14-X, quando da passagem do mesmo na atmosfera terrestre. Adicionalmente, no
ambiente interno do motor “scramjet” ocorrerá a combustão do Oxigênio e Hidrogênio,
gerando altas temperaturas definindo que o material Inconel 718 melhores propriedades
térmicas.
Com base nas informações apresentadas optou-se pela utilização da superliga 718 que
apresenta características mais atrativas em relação ao X-750. Ainda, considerando que a
superliga 718 empregada no X-43A em elementos de fixação, como parafusos de alta
68
resistência a altas temperaturas, e a existência no mercado nacional (Brasil) selecionou-se a
liga 718 (Figura 67) como sendo apropriada para o uso no motor “scramjet” do VHA 14-X.
Tabela 3 - Matriz de decisão com base nos requisitos e nas propriedades das superligas.
Ligas
Nimonic 90
Waspaloy
X-750
718
Sim
Sim
Sim
Sim
a Não
Não
Sim
Sim
Resistente à corrosão e boas Não
Não
Sim
Sim
Requisitos das ligas
Boas propriedades mecânicas a
temperaturas Elevadas
Resistente
à
corrosão
temperaturas ambiente
propriedades
mecânicas
a
temperaturas elevadas
Resistente à oxidação
Sim
Não
Sim
Sim
Endurecível por precipitação
Sim
Sim
Sim
Sim
Densidade [g/cm³]
8,28
8,19
Ponto de fusão [ºC]
1430
1336
Condutividade térmica [W/m-K]
12,00
11,40
Calor específico [J/gºC]
0,431
0,435
Difusividade térmica [m²/s]
3,36x10-6
3,196x10-6
Coeficiente de expansão térmica
12,6
13,0
[ m/m °C]
(20-100°C)
(20-100°C)
Tensão de escoamento [MPa]
760
980
(550°C)
(650°C)
Módulo de rigidez [kN/mm²]
75,8
77,2
Módulo de elasticidade [kN/mm²]
*218.0
204,9
Propriedades
**212.4
***213.7
*Têmpera de mola + Envelhecimento
**Têmpera de mola + Tratamento térmico de 3 partes
*** Têmpera de mola n° 1 + Envelhecimento
Fonte: Adaptação de Alloywire International (http://www.alloywire.com, 2011).
69
4.5.3- Seleção de material de proteção térmica do VHA 14-X
O compósito carbono reforçado com fibras de carbono (CRFC), em geral conhecido
como carbono-carbono (CALLISTER e WILLIAM, 2008), foi selecionado como proteção
térmica do extradorso e intradorso do VHA 14-X (Figura 67), em função da aplicabilidade em
alguns componentes dos foguetes em desenvolvimento no IAE/DCTA.
Adicionalmente, o CRFC é um dos materiais de engenharia mais avançados, com
excelentes propriedades como módulos e limites de resistência à tração, que são mantidos até
temperaturas acima de 2000°C, com resistência à fluência e valores relativamente altos da
tenacidade à fratura. Adicionalmente, os compósitos carbono-carbono possuem baixos
coeficientes de expansão térmica e condutividades térmicas relativamente altas; características
estas somadas às altas resistências, dão origem a uma suscetibilidade relativamente baixa a
choques térmicos. A principal desvantagem do material CRFC é uma propensão à oxidação
em altas temperaturas. Finalmente, estes materiais são empregados em tubeiras de motores
foguetes, como escudos térmicos para reentrada na atmosfera de veículos espaciais, em
componentes para turbinas de motores avançados, como materiais de atrito em aeronaves e,
ainda, em automóveis de alto desempenho e para moldes em processos de prensagem a quente
(CALLISTER e WILLIAM, 2008).
Para a região frontal do VHA 14-X (Figura 67), especificamente o bordo de ataque, foi
selecionado a liga de tungstênio Densalloy SD180, utilizada no veículo X-43A (Figura 64),
que têm inúmeras aplicações, destacando-se em projéteis penetrantes, onde a dureza e elevada
densidade são vantagens atrativas, principalmente, na possibilidade de balancear o centro de
gravidade (C.G.) do VHA 14-X.
Figura 67 - Especificação preliminar de materiais para o VHA 14-X.
Fonte: Costa, 2011.
70
5-
CONCLUSÕES
O empreendedorismo de diversos centros de pesquisa no desenvolvimento de
avançados sistemas de propulsão hipersônica aspirada utilizando o conceito de combustão
supersônica “scramjet” com o intuito de substituir os atuais, e convencionais, sistemas de
propulsão baseada em combustão química (propulsão sólida e/ou líquida) motivaram o
Instituto de Estudos Avançados, IEAv, na Pesquisa e Desenvolvimento (P&D) de um
demonstrador tecnológico, denominado Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, VHA 14-X.
O Demonstrador Tecnológico VHA 14-X que envolve as tecnologias “waverider” e
“scramjet”, projetado para realizar voo atmosférico a 30 km de altitude com velocidade de
cruzeiro correspondente a número de Mach 10, está em desenvolvimento no Laboratório de
Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, do IEAv, e é parte do esforço
continuado do Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA), de desenvolver
um demonstrador de tecnologia, visando exploração aeroespacial com decolagem em aero–
espaço-portos de aeronaves/veículos aeroespaciais.
Modelos dimensionais “waverider” e “scramjet” foram desenvolvidos para realizarem
investigação experimental no Túnel de Choque Hipersônico T3, do Laboratório de
Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof Henry T. Nagamatsu, para fornecer dados necessários
ao projeto do VHA 14-X, visando voo atmosférico de demostrador tecnológico a 30 km de
altitude e velocidade correspondente a número de Mach 10.
Adicionalmente, os resultados obtidos na investigação experimental possibilitam
iniciar simulação numérica tanto do motor “scramjet” quanto do VHA 14-X.
Ainda, a configuração preliminar interna do VHA 14-X (desenvolvida para acomodar
os componentes do sistema de propulsão e para acomodar o sistema embarcado necessário
para monitoramento da trajetória, da aerodinâmica interna e externa do veículo e do sistema
de propulsão baseada em “scramjet”) e a especificação preliminar dos materiais para a
estrutura interna e para o sistema de proteção térmica permite desenvolver análise estrutural e
térmica do VHA 14-X, visando suportar as cargas aerodinâmicas e térmicas durante o voo
atmosférico do VHA 14-X, acelerado pelo Veículo Acelerador Hipersônico baseado em
motores foguetes a propelente sólido.
Finalmente, a realização prevista do voo atmosférico do VHA 14-X permitirá ao
Brasil participar do seleto grupo de países envolvidos na Pesquisa e Desenvolvimento desta
nova geração de veículos aeroespaciais, o qual é indicativo por diversos centros de pesquisa
que este será o caminho eficiente de acesso ao espaço em um futuro não muito distante.
71
6-
TRABALHOS FUTUROS
A seguir apresentam-se algumas das atividades necessárias e sequenciais após a
definição do projeto geométrico e dimensional do VHA 14-X, incluindo a definição da
configuração interna do veículo, visando os equipamentos a serem embarcados compostos
pelos componentes do sistema de propulsão e pelos componentes para telemetria e
instrumentação para monitoramento da aerodinâmica e combustão supersônica proporcionada
pelo motor “scramjet” e definição dos materiais estruturais e de proteção térmica, visando as
cargas aerodinâmicas e térmicas proporcionadas pela passagem do VHA 14-X pela atmosfera
terrestre, atividades estas em andamento por (CAMILLO et al., 2011) e (ASSUNÇÃO e
TORO, 2011), respectivamente.
6.1- Estimativa do aquecimento aerodinâmico do VHA 14-X
Onda de choque cônica, atada no bordo de ataque cônico, semelhante ao VHA 14-X
(Figura 1), é estabelecida (Figura 18), determinando a aerodinâmica (Figura 68) no intradorso
do veículo (ASSUNÇÃO e TORO, 2011), calculadas pelas equações de onda de choque
cônica (ANDERSON, 2003).
A investigação experimental da configuração “waverider” (ROLIM, 2009) fornece as
condições do escoamento não perturbado considerando número de Mach 10, porém em
atmosfera correspondete a pressão de 304 Pa e temperatura de 121 K, diferente das condições
de voo atmosférico a 30 km de altitude, onde a pressão e temperatura são de 1171,8 Pa e
226,65 K, respectivamente. Entretanto, possibilita determinar as condições da aerodinâmica
(Figura 69) da configuração “scramjet” (MOURA, 2009 e BEZERRA, 2010) e
consequentemente, possibilita determinar a metodologia de estimativa do aquecimento
aerodinâmico (ASSUNÇÃO e TORO, 2011).
Figura 68 - Desenho esquemático para cálculo da aerodinâmica do VHA 14-X.
Fonte: Assunção e Toro, 2011.
72
Ressalta-se que a diferença entre os valores encontrados por Moura (2009) e Bezerra
(2010) consideram ondas de choques cônica (análise 3D) e oblíqua (análise 2D),
respectivamente.
Figura 69 - Cálculos aerodinâmicos do VHA 14-X.
Fonte: Bezerra, 2010.
Ainda, observa-se que o extradorso está alinhado com o escoamento quando da
passagem do veículo na atmosfera, consequentemente, o VHA 14-X não provoca o
estabelecimento de ondas de choque no extradorso.
6.2- Análise estrutural e térmica do VHA 14-X
Metodologia para realizar a análise estrutural e térmica do VHA 14-X, utilizando o
software ANSYS – Workbench, adquirido pelo projeto junto à AEB, e está em andamento
(CAMILLO et al., 2011), considerando o projeto dimensional (Figura 38), incluindo: i) o
dimensionamento das longarinas e das nervuras (layout interno) e sistema de proteção térmica
(Figura 63); ii) os materiais selecionados preliminarmente (Figura 67); iii) o posicionamento,
o volume e o peso dos equipamentos embarcados; iv) a estimativa do aquecimento
aerodinâmico (ASSUNÇÃO e TORO, 2011); e v) as cargas aerodinâmicas devido à pressão
dinâmica (GARCIA, 2010). Adicionalmente, deverá ser determinado o peso e o centro de
gravidade do VHA 14-X através do software Inventor.
73
Inicialmente, análise estrutural (COSTA et al., 2011b) considerando a configuração
“waverider” sólido (Figura 70), como o modelo para investigação experimental (ROLIM,
2009), foi desenvolvida visando apenas o entendimento da aplicação do software ANSYS –
Workbench.
Figura 70 - Carga aerodinâmica do “waverider” do VHA 14-X.
Fonte: Costa et al., 2011b.
6.3- Projeto do acoplamento do VAH e VHA 14-X
O VAH (Figura 40) composto pelos motores foguetes com combustível sólido (S31 e
S30) irá acelerar o VHA 14-X (Figura 1) para as condições pré-estabelecidas (Figura 41) de
operação do “scramjet”, ou seja, posição (altitude, longitude e latitude), velocidade (número
de Mach), pressão dinâmica e ângulo de ataque, a partir do Centro de Lançamento de
Alcântara. Entretanto, o VHA 14-X irá voar acoplado ao VAH, o qual deverá permitir a
passagem do escoamento de ar durante o voo até atingir a altitude pré-estabelecida.
Porto et al. (2011) está desenvolvendo metodologia para projeto do acoplamento
(Figura 71) do VAH (Figura 40) e o VHA 14-X (Figura 1).
Conceitualmente, o adaptador (Figura 71) é composto por três segmentos (Figura 72).
Figura 71 - Adaptador acoplado ao 2º estágio (motor S30) do VAH ao VHA 14-X.
74
O segmento frontal (Figura 72) é projetado para envolver a região traseira (superior e
inferior) do VHA 14-X, enquanto o segmento posterior (Figura 72) acopla com a superfície
externa do 2º estágio do VAH e tem o formato de um defletor de chama. Finalmente, o
segmento intermediário (Figura 72) consiste no canal principal do defletor de chama,
permitindo a exaustão, para a atmosfera, dos produtos da combustão do gás Hidrogênio e o
gás Oxigênio (originário do ar atmosférico).
Figura 72 - Vista dos segmentos do adaptador do VAH ao VHA 14-X.
6.4- Definição da trajetória do conjunto VAH e VHA 14-X
Considerando que o VAH (Figura 40) irá acelerar o VHA 14-X (Figura 1)
instrumentado com os equipamentos embarcados e projetado para suportar o aquecimento
aerodinâmico (ASSUNÇÃO e TORO, 2011) e a pressão dinâmica (GARCIA, 2010) durante o
voo atmosférico até atingir a altitude de 30 km e velocidade correspondente a número de
Mach 10 (Figura 41) será possível determinar a trajetória final do VHA 14-X para o 1º voo
atmosférico (Tabela 1).
75
7-
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8-
ANEXOS

Projeto Dimensional para Manufatura do Veículo Hipersônico

Transcrição

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