Modelo matemático de câmaras de combustão bipropelentes

• Main Author: Cesar Addis Valverde Salvador
• Other Authors: Fernando de Souza Costa
• Language: Portuguese
• Published: Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais 2004
• Online Access: http://urlib.net/sid.inpe.br/jeferson/2004/05.06.13.56

Desenvolveu-se um modelo matemático unidimensional de uma câmara de combustão de foguete utilizando propelentes líquidos. O processo de combustão é controlado pela vaporização das gotas, uma vez que as taxas de mistura e de reação na fase gasosa são consideradas rápidas em comparação às taxas de vaporização dos propelentes. Considerouse uma distribuição de gotas não uniforme na entrada, pré-aquecimento das gotas, perdas de calor por convecção e por radiação do gás para as paredes e para as gotas, gotas e gás com diferentes velocidades e o efeito da deformação sobre o arrasto das gotas. Analisou-se a influência da pressão, da temperatura, da razão de equivalência, do número de parcelas de gotas na entrada e dos parâmetros de Rosin-Rammler sobre a distância de vaporização completa. Verificou-se que a troca de calor por radiação para as gotas é muito pequena comparada com a troca por convecção, enquanto as perdas de calor por radiação dos gases quentes para as paredes são significativas. A distância de vaporização e a temperatura da parede externa próxima ao injetor foram calculadas e comparadas aos dados experimentais obtidos de um propulsor de 200 N utilizando MMH e N2O4. Foram analisados e comparados os desempenhos dos sistemas bipropelentes N2H4/N2O4, MMH/N2O4 e UDMH/N2O4 e dos sistemas multipropelentes N2H4-MMH/N2O4 e N2H4-UDMH/N2O4. === A mathematical model of the combustion chamber of a liquid propellant rocket was developed. The combustion process is assumed to be one-dimensional and controlled by the vaporization of the droplets, since the rates of mixture and reaction in the gaseous phase are fast in comparison to the vaporization rates of the propellants. It was considered a non uniform distribution of droplets at the entrance, the preheating and thermal expansion of the droplets, the heat losses by convection and radiation from the hot gases to the walls and to the droplets, the gas-droplet relative velocity and the effects of droplet deformation on drag. The effects of pressure, temperature, equivalence ratio, number of groups of drops at the entrance and of the Rosin-Rammler parameters on the distance for complete vaporization were analysed. It was found that the radiation heat losses to the droplets are not significant compared to the convection losses, while the radiation losses to the chamber walls are significant. The vaporization distance and external wall temperature close to the injector were calculated and compared to experimental data from a 200 N thruster. The performance of bipropellant systems N2H4/N2O4, MMH/N2O4 and UDMH/N2O4 and multipropellant systems N2H4-MMH/N2O4 and N2H4-UDMH/N2O4 were analysed and compared.