| Summary: | Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia,
Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. === Submitted by Albânia Cézar de Melo (albania@bce.unb.br) on 2013-11-28T14:22:52Z
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2013_CristianoQueirozVilanova.pdf: 7384349 bytes, checksum: e65c99434b7157885c16ed02241c7322 (MD5) === A utilização de uma aeronave de carreira em substituição ao primeiro estágio de um veículo lançador pode reduzir os custos de uma operação de lançamento, assim como mitigar vários dos riscos e das limitações associadas aos lançamentos de foguetes convencionais a partir do solo, aumentando a confiabilidade e popularizando o acesso ao serviço de lançamento. A natureza do escoamento aerodinâmico de veículos lançadores do tipo Air-Launch difere da de foguetes lançados de modo convencional, a partir do solo, de pela necessidade da realização de uma manobra com um alto ângulo de ataque para retirá-lo de uma trajetória horizontal e passa-lo para uma trajetória próxima da vertical. O objetivo deste trabalho é compreender melhor as especifidades inerentes do voo atmosférico dessa classe de veículos lançadores, propondo uma trajetória otimizada para o voo do primeiro estágio, a partir de uma prévia caracterização das principais propriedades aerodinâmicas, para um determinado veículo lançador. As características relevantes para o entendimento da natureza do escoamento foram obtidas em duas etapas diferentes. Primeiro o problema foi resolvido com o auxílio de um código computacional próprio escrito em FORTRAN, que utiliza a metodologia proposta por Roe para resolver o problema da descontinuidade das propriedades físicas decorrentes da presença de ondas de choque no domínio computacional. Depois o mesmo problema foi resolvido em um código computacional comercial o ANSYS CFX 14.0, que utiliza o
método dos volumes finitos. A correta operação do algoritmo computacional foi atestada, por meio de uma validação,
resolvendo-se o problema do escoamento supersônico ao redor de um cone segundo as duas metodologias e comparando-se os resultados com os disponíveis na literatura.
Os resultados obtidos pelas metodologias propostas neste trabalho mostraram-se satisfatórios. Os coeficientes de sustentação e arrasto e, ainda, os campos de velocidade e de pressão, foram obtidos para todo o envelope de voo do primeiro estágio do veículo lançador. Uma proposta de trajetória ótima para o voo do primeiro estágio do veículo lançador também foi proposta. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT === The use of a career aircraft to replace the first stage of a launch vehicle can reduce the cost of launching operation, and mitigate various risks and limitations associated with conventional rocket launches from the ground, increasing reliability and popularizing access to the launch service. The nature of an Air-Launch vehicle aerodynamic flow differs from the conventional one, from the ground, by the need to perform a maneuver with a high angle of attack to remove it from a horizontal trajectory and passes it to a vertical trajectory. The goal of this work is
to better understand the specificities inherent in the atmospheric flight of this class of launch vehicles, proposing an optimal trajectory for the flight of the first stage, from a previous characterization of the main aerodynamic properties for a given launch vehicle.
The characteristics relevant to understanding the nature of flow were obtained on two different ways. First the problem was solved with the aid of an own computer code written in FORTRAN, which uses the methodology proposed by Roe to solve the problem of discontinuity of physical properties due to the presence of shock waves in the
computational domain. Then the same problem was solved in a commercial computer code
ANSYS CFX 14.0, which uses the finite volume method. The correct operation of the computational algorithm was attested by means of a validation, by solving the problem of the supersonic flow around a cone according to the two methodologies and comparing the results with those available in literature. The results obtained by the methods proposed in this study were satisfactory. The
coefficients of lift and drag, and also the velocity fields and pressure were obtained for the entire flight envelope of the first stage of the launch vehicle. A proposal for optimal trajectory for the flight of the first stage of the launch vehicle was also proposed.
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