CONCEPÇÃO, PROJETO E ANÁLISE ESTRUTURAL DE UM DEMONSTRADOR DA COMBUSTÃO SUPERSÔNICA
combustão supersônica, scramjet, propulsão hipersônica aspirada, análise aerodinâmica, simulação numérica computacional, análise estrutural.
No atual cenário do setor aeroespacial existe uma grande limitação relacionada à carga útil que se consegue lançar em órbita ou além. Os motores-foguete, tecnologia propulsiva em operação, possuem baixo impulso específico em comparação aos sistemas com propulsão aspirada (tecnologia scramjet) que utilizam o ar atmosférico como oxidante. Durante o voo hipersônico, os veículos aeroespaciais com propulsão hipersônica aspirada estão sujeitos à elevados carregamentos aerodinâmicos e térmicos. Nesse contexto, no presente trabalho o objetivo principal é realizar análise estrutural de um demonstrador da combustão supersônica genérico, nas condições de voo à altitude de 23 km e velocidade correspondente a número de Mach 5,8. Para realização da análise estrutural foi realizado projeto aerodinâmico e dimensional de um scramjet genérico, idealizado para acoplamento aos motores-foguete nacionais S30 e S31. Foram aplicados critérios de otimização à seção de compressão, objetivando atingir as condições de temperatura e número de Mach requeridas na entrada da câmara de combustão para queimar hidrogênio espontaneamente. Na seção de expansão, o critério de otimização é baseado na verificação do ponto em que a condição de pressão é equivalente à do escoamento livre, definindo a região onde deverá ser realizado o acoplamento ao veículo acelerador. A carga aerodinâmica foi definida a partir de análise aerodinâmica analítica e numérica, considerando o ar como gás caloricamente perfeito e desprezando os efeitos viscosos. O projeto e análise aerodinâmica avaliou caso sem queima de combustível (power-off) e com queima de combustível (power-on), mas na análise estrutural apenas power-on foi considerado. A análise numérica do escoamento e a análise estrutural numérica foram respectivamente realizadas nos módulos Fluent e Static Structural do software Ansys. A análise aerodinâmica evidenciou que voando a uma altitude de 23 km com velocidade de 1723 m/s, o scramjet com três rampas de compressão com ângulos de deflexão de 7,48°, 8,93° e 10,77° é capaz de gerar, na entrada da câmara de combustão, velocidade correspondente a número de Mach 1,709 e temperatura estática de 1071,255 K, demonstrando a possibilidade de queimar hidrogênio. No bordo de fuga a velocidade do escoamento é de 1688,958 m/s sem queima de combustível e 1806,977 m/s com queima de combustível, demonstrando que o scramjet só é capaz de gerar empuxo com ignição do combustível. Para a análise numérica do escoamento, a malha não estruturada com elementos triangulares se mostrou mais adequada para captar as condições do escoamento após as ondas de choque oblíqua no scramjet, considerando o ar atmosférico como gás caloricamente perfeito e sem efeitos viscosos. Na análise aerodinâmica os resultados numéricos apresentaram boa concordância com os resultados analíticos. Na análise estrutural numérica a tensão equivalente de von-Mises máxima é de 122,93 MPa e ocorre no bordo de ataque da carenagem, próximo ao contato com o painel lateral, devido à espessura da cunha no bordo de ataque e às elevadas pressões da câmara de combustão. Contudo, esse valor é inferior ao da tensão de escoamento dos materiais utilizados, de modo que as deformações e deslocamentos na estrutura ocorrem no regime elástico dos materiais e por isso são recuperáveis.