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.