ANÁLISE AERO-ESTRUTURAL DE UM DEMONSTRADOR DA COMBUSTÃO SUPERSÔNICA
combustão supersônica, scramjet, propulsão hipersônica aspirada, análise aerodinâmica analítica, simulação numérica aerodinâmica, análise numérica estrutural.
RESUMO 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 (em geral, inclusive a 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 aero-estrutural de um demonstrador da combustão supersônica genérico, nas condições de voo à altitude de 23 km e velocidade de 1723 m/s, correspondente a número de Mach 5,8. Na análise estrutural foram considerados casos com diferentes espessuras de chapa (6 mm, 4 mm, 3 mm e 2,5 mm) e os elementos que compõe o scramjet são de aço inox 304 (longarinas e nervuras), alumínio 7075 (rampas e painel lateral), inconel 718 ou tungstênio (bordos de ataque e entrada da câmara de combustão). Para execução da análise estrutural foi realizado projeto aerodinâmico e dimensional de um scramjet genérico, idealizado para acoplamento aos motores-foguete brasileiros 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 a 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. No projeto e análise aerodinâmica avaliaram-se os casos sem injeção de combustível, portanto sem queima de combustível (power-off) e com injeção e 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. Na análise aerodinâmica evidenciou-se 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° foi capaz de gerar, na entrada da câmara de combustão, velocidade correspondente a número de Mach 1,71 e temperatura estática de 1071,25 K, superior a 845,15 K, demonstrando a possibilidade de queimar hidrogênio. No bordo de fuga a velocidade do escoamento foi de 1688,96 m/s sem injeção e sem queima de combustível e 1806,98 m/s com injeção e queima de combustível, superior a 1723 m/s, 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 capturar as condições do escoamento após as ondas de choque oblíquas estabelecidas na seção de compressão do 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 verificou-se que o valor máximo de tensão equivalente de von Mises é inferior a tensão de escoamento dos materiais utilizados para casos com chapas de espessura de 3 mm ou superior. Nessas condições a estrutura trabalha em regime elástico, de modo que as deformações são recuperáveis caso os carregamentos sejam removidos. Apenas com chapas de 2,5 mm verificou-se escoamento das longarinas da estrutura interna em contato com as superfícies do combustor, região em que a estrutura é mais solicitada pelos carregamentos de pressão estática devido a adição de calor, a qual simula a queima de combustível. Além disso, o inconel 718 se mostra mais adequado que o tungstênio para aplicação nos bordos de ataque do demonstrador, fornecendo melhor capacidade mecânica e menor peso, e por este motivo sendo mais vantajoso para o projeto aero-estrutural do scramjet. |