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liquid propellant rocket engine (Motor foguete Liquido) part10

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Aula 10: Sistemas de alimentação-Pressurização

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liquid propellant rocket engine (Motor foguete Liquido) part10

  1. 1. Universidade Federal do ABC Aula 10 Sistemas de alimentação - Pressurização EN 3255 Propulsão Aeroespacial EN3225 Propulsão Aeroespacial
  2. 2. SISTEMAS DE ALIMENTAÇÃO DE COMBUSTIVEIS EN3225 Propulsão Aeroespacial
  3. 3. Sistema de alimentação de propelentes O sistema de alimentação de propelentes tem duas funções principais: 1. aumentar a pressão dos prolelentes. 2. alimentá-los para uma ou mais câmaras de combustão. combustível EN3225 Propulsão Aeroespacial oxidante
  4. 4. Sistema de alimentação de propelentes A energia para executar estas funções vem de uma fonte de gás a alta pressão, bombas centrífugas, ou uma combinação dos dois. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  5. 5. Exemplo: sistema pressurizado oxidante Gás pressurizante combustível EN3225 Propulsão Aeroespacial
  6. 6. Sistema com turbo bomba combustível oxidante Turbo bomba EN3225 Propulsão Aeroespacial
  7. 7. Projetos de sistema de alimentação EN3225 Propulsão Aeroespacial
  8. 8. PROJETO DE SISTEMA PRESSURIZADO EN3225 Propulsão Aeroespacial
  9. 9. Objetivos . • Escolher o gás pressurizante • Suas propriedades físicas e termodinâmicas • Condições de armazenamento • Influências no restante do projeto Sistema de alimentação do Ariane V EN3225 Propulsão Aeroespacial
  10. 10. Considerações 1. Compatibilidade do gás pressurizante com os propelentes. 2. Simplicidade do sistema pressurizante. 3. Baixo peso molecular do gás pressurizante. 4. Baixa massa do sistema pressurizante. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  11. 11. Dados básicos Dados do motor que afetam o projeto do sistema pressurizante: 1. Faixa de temperatura de operação. 2. Características dos propelentes (volumes e pesos totais) 3. Volume total dos tanques. 4. Volume dos tanques não preenchido (“ullage”). 5. Volume restante dos propelentes no burnout. 6. Pressões de operação dos tanques. 7. Duração da operação dos motores. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  12. 12. Relações formais Os vários detalhes do sistema pressurizante são expressos pelas relações apresentadas a seguir. Eventualmente, algumas destas equações são de natureza empírica ou semi-empírica. Aconselha-se ao projetista a confirmação dos parâmetros adotados via simulações e/ou experimentos. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  13. 13. Quantidade de gás pressurizante Se a operação de pressurização for de curta duração ou se a temperatura do gás pressurizante é próxima do propelente, podemos usar a equação dos gases perfeitos: Wg  PTVT Mg RTg Wg: quantidade de gás no tanque (N) PT: pressão no tanque (Pa) VT: volume de gás pressurizante no tanque (m3) M g: massa molecular do gás pressurizante Tg: temperatura do gás pressurizante (K) R : constante dos gases perfeitos EN3225 Propulsão Aeroespacial
  14. 14. Nos casos normais... Se não for possível usar a aproximação de um gás perfeito, deve-se considerar o efeito dos seguintes fenômenos: 1. 2. 3. 4. 5. O pressurizante transfere calor para o propelente. Uma fração do propelente é vaporizada. Esta fração ocupa um volume no tanque. O restante do volume livre é ocupado pelo pressurizante. Este volume corresponde a uma certa massa de pressurizante. 6. Pressurizante e vapor de propelente devem satisfazer a condição de equilíbrio de troca de calor. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  15. 15. 1. O calor total transferido O calor total transferido entre os fluidos vale: Q  HAt Tu  Te  Q: calor transferido entre os gases (J) H: coeficiente de transferência de calor entre o pressurizante e o propelente (W/m2K) A: área de contato entre o pressurizante e o propelente (m2) t: tempo da operação (s) Tu: temperatura do pressurizante no burnout (K) Te: temperatura do propelente (K) EN3225 Propulsão Aeroespacial
  16. 16. 2. Vaporização do propelente O calor transferido pelo pressurizante aquece e vaporiza o propelente:   Q  Wv C pl Tu  Te   hv  C pv Tu  Tv  Wv : peso do propelente vaporizado (N) Cpl : calor específico do pressurizante na fase líquida (J/kg K) Cpv : calor específico do pressurizante na fase gasosa (J/kg K) hv: calor latente de vaporização do propelente (J/kg) Tv: temperatura de vaporização do propelente (K) EN3225 Propulsão Aeroespacial
  17. 17. 3. Volume ocupado pelo vapor A fração de propelente vaporizada ocupa um espaço dentro do tanque: Wv ZRTu Vv  M p PT Vv : volume ocupado pelo vapor do propelente (m3) Z : fator de compressibilidade da mistura gasosa à temperatura Tu e pressão CPT no burnout. M p: massa molecular do vapor do propelente EN3225 Propulsão Aeroespacial
  18. 18. 4. Volume ocupado pelo pressurizante O gás pressurizante ocupa o restante do volume no tanque: Vg  VT  Vv Vg : volume ocupado pelo gás pressurizante no burnout (m3) EN3225 Propulsão Aeroespacial
  19. 19. 5. Massa de gás pressurizante O calor transferido pelo pressurizante aquece e vaporiza o propelente. Novamente podemos usar a equação dos gases: Wg  PTVg Mg RTu EN3225 Propulsão Aeroespacial
  20. 20. 6. Equilíbrio da troca de calor O gás pressurizante e vapor do propelente devem satisfazer a condição de equilíbrio de troca de calor: Q  Wg C pg Tg  Tu  A equação de calor fica:   Wg C pg Tg  Tu   Wv C pl Tv  Te   hv  C pv Tu  Tv  Cpg : calor específico do gás (J/kg K) EN3225 Propulsão Aeroespacial
  21. 21. O efeito das paredes: gás comprimido Q pressurizante Q oxidante Q combustível • Ao expandir, o gás pressurizante esfria: as paredes do tanque perdem calor. • Este efeito deve ser considerado para o cálculo da ação do gás pressurizante. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  22. 22. O efeito das paredes: gerador de gás Q pressurizante Q oxidante Q combustível • Ao ser gerado, o gás pressurizante esquensta: as paredes dos tanques redebem calor. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  23. 23. Efeito das paredes A equação de calor fica:   Q  QW1  Wv C pl Tv  Te   hv  C pv Tu  Tv  QW1 : calor total transferido entre as paredes dos tanques e os propelentes durante a missão. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  24. 24. Efeito das paredes A condição de equilíbrio de troca de calor considerando o efeito das paredes fica: Q  Wg C pg Tg  Tu  QW2 QW2: calor total transferido entre os gases pressurizantes e as paredes dos tanques durante a missão. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  25. 25. Considerando tudo... Q  Wg C pg Tg  Tu  QW2   Q  QW1  Wv C pl Tv  Te   hv  C pv Tu  Tv  W C T  T  Q  W C T  T   h  C T  T    Q  g pg v g pl u v W2 e v pv EN3225 Propulsão Aeroespacial u v W1
  26. 26. Controle da temperatura do pressurizante • Em alguns casos, as incertezas do sistema de pressurização podem ser significativamente reduzidas através de métodos de controle automático da temperatura do gás pressurizante na entrada do tanque de propelente. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  27. 27. Controle da temperatura do pressurizante T + Temperatura de referência desvio oC? Controlador Temperatura medida Sinais de controle Sensor de temperatura EN3225 Propulsão Aeroespacial Sistema de aquecimento Temperatura do gás
  28. 28. Exemplo 1 Deseja-se utilizar He como pressurizante de um tanque de N2O4, do qual se conhecem as seguintes características: Volume do tanque (desprezando-se o propelente residual) VT = 3,3697 m3 Área transversal média do tanque A = 1,85806 m2 Pressão do tanque PT = 1,13764 MPa Temperatura do propelente Te = 288,889 K Coeficiente de transf. de calor entre os dois fluidos H = 3,15444x10-6 W/m2K EN3225 Propulsão Aeroespacial
  29. 29. Exemplo 1 Calcular: a) A quantidade de gás pressurizante e sua temperatura na saída do tanque para uma operação única de 500 s. A temperatura de ullage no burnout é Tu = 388,889 K e as transferências de calor entre as paredes dos tanques e os fluidos é desprezível. b) A quantidade de gás pressurizante e sua temperatura na saída do tanque para uma missão que consiste de vários períodos de queima, com um tempo toda de 18000 s. A temperatura média dos gases durante a missão é Tm = 292,222 K. O calor total transferido transferido entre as paredes dos tanques e o propelente é QW1 = -2110000 J. O calor total transferido entre o gás pressurizante e as paredes dos tanques é QW2 = -633000 J. A temperatura de ullage no último burnout vale Tu = 366,667 K. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  30. 30. Exemplo 1 Dados dos fluidos: N2O4 a 1,13764 MPa : Temperatura de vaporização: Tv = 3566,67 K Calor de vaporização: hv = 413999 J/kg Calor específico no estado líquido: Cpl = 1758,46 J/kg K Calor específico no estado gasoso: Cpv = 753,624 J/kg K Fator de compressibilidade: Z = 0,95 Peso molecular: 92 He: Calor específico: Cpg = 5233,5 J/kg K Peso molecular: 4 EN3225 Propulsão Aeroespacial
  31. 31. Resolução (a) a) Calor total transferido entre o gás pressurizante e o propelente: Q  HAt Tu  Te    Q  3,15444 10 1,85806  500 388,889  288,889 -6 Q  3,798 106 J EN3225 Propulsão Aeroespacial
  32. 32. Resolução (a) Quantidade de propelente vaporizada:   Q  Wv C pl Tu  Te   hv  C pv Tu  Tv  1758,46 356,667  288,889   3,798 10 J  Wv  413999  753,624 388,889  356,667   6 Wv  6,84936 kg EN3225 Propulsão Aeroespacial
  33. 33. Resolução (a) Volume do pressurizante vaporizado: 3 -1 -1 (6,84936 kg )0,95(8,314 m Pa K mol )(388,889 K) Vv  92 1,13764 MPa Vv  0,201899 m3 EN3225 Propulsão Aeroespacial
  34. 34. Resolução (a) Volume ocupado pelo gás pressurizante: Vg  VT  Vv Vg  3,3697  0,201899 Vg  3,16781 EN3225 Propulsão Aeroespacial m 3
  35. 35. Resolução (a) A massa de gás pressurizante: 1,13764 10 3,16781 4  6 Wg 8,314  388,889 Wg  4,44067 kg EN3225 Propulsão Aeroespacial Primeira parte da resposta (a)
  36. 36. Resolução (a) A partir do calor desta reação: Q  Wg C pg Tg  Tu  Q Tg   Tu Wg C pg 3,798 10 J Tg   (388,889 K) 4,44067 kg 5233,5 J/kg K  6 Tg  552,778 K EN3225 Propulsão Aeroespacial Segunda parte da resposta (a)
  37. 37. Resolução (b) b) Calor total transferido entre o gás pressurizante e o propelente: Q  HAtm Tm  Te    Q  3,15444 10 1,85806 18000 292,222  288,889 -6 Q  4,5576 106 J EN3225 Propulsão Aeroespacial
  38. 38. Resolução (b) Quantidade de propelente vaporizada:   Q  QW1  Wv C pl Tv  Te   hv  C pv Tu  Tv  Wv  Q  QW1 C pl Tv  Te   hv  C pv Tu  Tv  4,5576 106  2110000 Wv  1758,46 3566,67  288,889  413999  753,624 366,667  3566,67  Wv  4,53592 kg EN3225 Propulsão Aeroespacial
  39. 39. Resolução (b) Volume do pressurizante vaporizado: (4,53592 kg )0,95(8,314 m3Pa K -1mol -1 )(388,889 K) Vv  92 1,13764 MPa Vv  0,12601 m3 EN3225 Propulsão Aeroespacial
  40. 40. Resolução (b) Volume ocupado pelo gás pressurizante: Vg  VT  Vv Vg  3,3697  0,12601 Vg  3,24228 EN3225 Propulsão Aeroespacial m 3
  41. 41. Resolução (b) A massa de gás pressurizante: 1,13764 10  3,24228  4  6 Wg 8,314  366,667 Wg  4,83076 kg EN3225 Propulsão Aeroespacial Primeira parte da resposta (b)
  42. 42. Resolução (b) A partir do calor desta reação: Q  Wg C pg Tg  Tu  QW2 Tg   Q   QW2 Wg C pg T u 4,5576 106  633000 Tg   (366,667 K) 4,83076 kg 5233,5 J/kg K  Tg  572,222 K EN3225 Propulsão Aeroespacial Segunda parte da resposta (b)
  43. 43. SISTEMAS DE ARMAZENAMENTO DE GÁS EN3225 Propulsão Aeroespacial
  44. 44. Sistemas de gás pressurizado • Sistemas de pressurização de gás armazenados são amplamente utilizados em várias combinações. • O gás é normalmente armazenado em um recipiente a pressões que variam de 20 MPa a 35 MPa e é fornecido para o sistema de alimentação de propelentes através de um regulador. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  45. 45. Ar / N2 • Nos primeiros sistemas pressurizados, nitrogênio comprimido era frequentemente usado. • Ar também foi muito utilizado ou mesmo ar (exemplo: V-2) • Facilmente obtido, simplificando a logística e aprovisionamento. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  46. 46. Hidrogênio • Usado em motores movidos a H2. • Baixo peso molecular. • Propelente – altamente inflamável. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  47. 47. Hélio • Muito utilizado em sistemas pressurizados americanos e russos. • Baixo peso molecular. • Agente inerte, com muito baixo ponto de ebulição. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  48. 48. Requisitos do gás armazenado • baixo peso molecular • alta densidade sob condições de armazenamento • o peso mínimo do gás residual • elevada proporção de material de reservatório de armazenamento de stress a densidade permissível EN3225 Propulsão Aeroespacial
  49. 49. Configurações 1. 2. 3. 4. Sistema pressurizado sem aquecimento Aquecimento via câmara de combustão Sistema em cascata Aquecimento dentro do tanque EN3225 Propulsão Aeroespacial
  50. 50. 1. Sistema pressurizado sem aquecimento • Consiste num recipiente de armazenagem de alta pressão, uma válvula de corte e de início, e um regulador de pressão. • O gás dirigido diretamente para os tanques principais de propelente. Vantagem: grande simplicidade. Desvantagem: peso do sistema é relativamente elevado devido à temperatura mais baixa e, portanto, o volume específico inferior do gás. Gás pressurizado Válvula de controle Regulador Tanques de propelente EN3225 Propulsão Aeroespacial
  51. 51. 2. Aquecimento via câmara de combustão Consiste em um reservatório de armazenamento de gás a alta pressão, uma válvula de controle, tubos permutadores de calor na superfície da câmara de combustão um regulador de pressão. Gás pressurizado Os trocadores de calor são montados na seção divergente do bocal. Vantagem: o aumento de volume do gás devido ao aquecimento reduz a massa requerida para a pressurização do tanque. Desvantagem: uma quantidade considerável gás ainda permanece no tanque de armazenamento, ao final da operação do sistema. Válvula de controle Trocadores de calor na câmara de combustão Regulador Tanques de propelente EN3225 Propulsão Aeroespacial
  52. 52. 3. Sistema em cascata Gás pressurizado Os recipientes de armazenamento de gás a alta pressão têm tamanhos diferentes, e são divididos internamente por um diafragma flexível. O gás passa por trocadores de calor, uma válvula e um regulador de pressão. No final da operação, apenas o primeiro tanque contém gás, enquanto que os outros tanques estão quase vazios. diafragma Trocadores de calor na câmara de combustão Gás pressurizado Vantagem: diminui as perdas de aquecimento do gás. Desvantagem: elevado peso e complexidade. diafragma Gás pressurizado Regulador Válvula de controle EN3225 Propulsão Aeroespacial Tanques de propelente
  53. 53. 4. Aquecimento dentro do tanque • Consiste num recipiente de armazenagem de alta pressão, uma válvula de corte e de início, e um regulador de pressão. • O trocador de calor é montado dentro do tanque de gás pressurizado. Vantagem: gera gás a alta temperatura. Desvantagem: o sistema de bombeamento e o tanque de gás pressurizado ficam mais complexos. Gás pressurizado Válvula de controle Regulador Tanques de propelente EN3225 Propulsão Aeroespacial
  54. 54. Etapas de projeto: quantidade de gás Necessidade de gás para a pressurização (aula 10) Gás pressurizante total Gás residual no tanque Gás residual na tubulação e trocadores de calor EN3225 Propulsão Aeroespacial
  55. 55. Etapas de projeto: fator de utilização Um parâmetro para definir esta soma, é o fator de utilização do gás pressurizante, definido como a proporção entre a quantidade de gás necessário armazenado no tanque e a quantidade líquida de gás utilizado: gás necessário f ut  gás utilizado EN3225 Propulsão Aeroespacial
  56. 56. Etapas de projeto: pressão MPa 3 2,5 2 1,5 1 0,5 0 Tanque de Entrada do Saída do gás trocador de trocador de pressurizado calor calor Dutos EN3225 Propulsão Aeroespacial Regulador Tanque de propelente
  57. 57. Etapas de projeto: temperatura A temperatura do gás final no recipiente de armazenagem é calculada através de T2  P2    T1  P   1 n 1 n T1: temperatura inicial do gás no tanque (K) T2: temperatura final do gás no tanque (K) P1: pressão inicial do gás no tanque (Pa) P2: pressão final do gás no tanque (Pa) n: índice do processo de expansão politrópica. Para o hélio, considera-se n = 1,67. EN3225 Propulsão Aeroespacial
  58. 58. Exemplo 2 Deseja-se projetar um sistema de pressurização usando hélio para pressurizar um tanque de oxidante com as seguintes características: Faixa de temperatura no tanque no início: 278 a 311 K Pressão de armazenamento no início: 31 MPa A pressão tanque no burnout: 2,76 MPa. Volume dos dutos a jusante do regulador: 0,0113267 m3 Volume dos trocadores de calor: 0,0283168 m3 Volume dos dutos entre o armazenamento dos tanques, trocadores de calor e regulador: insignificante Reserva de gás pressurizante: 2% Coeficiente de expansão isentrópica do hélio: n = 1,67 EN3225 Propulsão Aeroespacial
  59. 59. Exemplo 2 Assumindo um processo de expansão isentrópico, calcular a quantidade de pressurizante, o volume do tanque e fator de utilização para o caso (a) do Exemplo 1: Massa de pressurizante necessária: Wgpress = 4,44067 kg Temperatura de ullage no burnout: Tu = 388,9 K Pressão do tanque: PT = 1,13764 Mpa Temperatura superior limite no início: Tu = 311,1 K EN3225 Propulsão Aeroespacial
  60. 60. Resolução Assumimos que a temperatura e a pressão do gás pressurizante residual nas linhas a jusante dos reguladores após desligamento sejam as mesmas que as dos gases na ullage do tanque de propelente no burnout. A massa de gás remanescente nos dutos, válvulas (e etc) vale PVM Wgás  RT Volume dos dutos a jusante do regulador 1,13764 10 0,0113267  4  0,0158757 kg  6 Wg dutos 8,314  388,9 EN3225 Propulsão Aeroespacial
  61. 61. Resolução Também assumimos que a temperatura do pressurizante residual nos trocadores de calor tem as mesmas condições da entrada do tanque de propelente: 552,8 K. A pressão deve ser a mesma do hélio residual no seu tanque: 2,76 MPa. Portanto, esta massa pode ser calculada por Volume dos trocadores de calor 2,76 10 0,0283168  4  0,0680389  6 Wgtroc 8,314  552,8 EN3225 Propulsão Aeroespacial kg
  62. 62. Resolução Cálculo da temperatura no tanque de pressurizante: T2  P2    T1  P   1 n 1 n  2,76 106  T2  277,8  31,02 106      P2  T2  T1   P  1 1, 671 1, 67 EN3225 Propulsão Aeroespacial n 1 n T2  106,1 K
  63. 63. Resolução Necessidade de gás para a pressurização Wgpress = 4,44067 kg 2,76 10 V 4 8,314 106,11 6 Gás residual no tanque Gás residual na tubulação e trocadores de calor L Wg dutos  0,0158757 kg Wgtroc  0,0680389 kg EN3225 Propulsão Aeroespacial Gás pressurizante total 31 10 V 4 8,314  277,8 6 L
  64. 64. Resolução 31 10 V   4 2,76 106 VL  4 L  4,44067   0,0158757  0,0680389 8,314  277,8 8,314 106,11 6 Volume total de gás pressurizante: VL  0,107038 m3 PVM Wgás  RT Reserva 2% 31 10 0,107038  4 1,02  6 Wg 8,314  277,8 Wg  5,87 kg EN3225 Propulsão Aeroespacial
  65. 65. Resolução Usando o limite superior da temperatura no início, o volume necessário do reservatório de armazenamento para a pressurização do oxidante é dado por: Vu  WgásR Tu PM 5,87  8,314  311,1 Vu  31 106  4   Vu  0,121762 m3 EN3225 Propulsão Aeroespacial
  66. 66. Resolução Cálculo do fator de utilização: gás necessário f ut  gás utilizado 5,87 f ut  4,44 f ut  1,325 EN3225 Propulsão Aeroespacial

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