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Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3G8CM6L
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/05.01.10.24
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/05.01.10.24.02
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17409-TDI/2212
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoArnoni:2014:InExPr
AutorArnoni, Leonardo Vinicius
GrupoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
TítuloInvestigação experimental de um propulsor híbrido usando polietileno e tetróxido de nitrogênio
Ano2014
BancaCosta, Fernando de Souza (presidente/orientador)
Marques, Rodrigo Intini
Barreta, Luiz Gilberto
Data2014-05-08
Título AlternativoExperimental investigation of a hybrid thruster using polyethylene and nitrogen tetroxide as propellants
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chavetaxa de regressão, propulsor híbrido, tetróxido de nitrogênio, UDMH, HDPE, regression rate, hybrid thruster, nitrogen tetroxide, UDMH, HDPE.
ResumoPropulsores híbridos empregam propelentes em estados físicos distintos e armazenados separadamente. Apresentam características favoráveis em termos de segurança de operação, baixo custo de desenvolvimento e confiabilidade em relação a sistemas propulsivos a propelentes sólidos e a bipropelentes líquidos. No entanto, os propelentes híbridos convencionais apresentam taxas de regressão relativamente baixas, resultando em empuxos menores que os sistemas convencionais. Assim, este trabalho apresenta uma investigação preliminar quanto ao uso de tetróxido de nitrogênio e do polietileno de alta densidade como propelentes híbridos. Para tanto foi construído e testado um propulsor híbrido com empuxo de 90N usando um grão monoperfurado cilíndrico, injeção centrífuga e ignição por um jato de UDMH. Foi construída uma bancada de testes especialmente adaptada para avaliação das características de operação do propulsor e determinação das taxas de regressão do par propelente. ABSTRACT: Hybrid thrusters use propellants in different physical states, storage separately. Exhibit favorable characteristics like safety, low cost development and reliability over solid and liquid bipropellant thrusters. However, the conventional hybrid propellants have relatively low regression rates, resulting in lower thrust than conventional thrusters. Thus, this work presents a preliminary investigation on the use of nitrogen tetroxide and high density polyethylene as hybrid propellants. Therefore a 90N hybrid thruster, using a single port grain, a swirl injector and an UDMH ignitor was developed and tested. A test bench was built and specially adapted for evaluation of operating characteristics of the hybrid thruster and determination of propellant´s regression rate.
Número de Páginas158
Idiomapt
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)
Tipo SecundárioTDI
AreaCOMB
CursoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho5914 KiB
Número de Arquivos1
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Última Atualização2014:09.01.14.29.35 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.03.04.07 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator {D 2014}
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Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F35D8B
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Data de Acesso19 out. 2020
similares 
Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GD2HTE
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/05.29.21.11
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/05.29.21.11.36
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17428-TDI/2230
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoAsencio:2014:CaCáOc
AutorAsencio, Jenny Carolina Robledo
GrupoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
TítuloCaracterização de cátodos ocos para propulsão iônica
Ano2014
BancaMarques, Rodrigo Intini (presidente/orientador)
Sandonato, Gilberto Marrega (orientador)
Costa, Fernando de Souza
Maciel, Homero Santiago
Data2014-06-04
Título AlternativoCharacterization of hollow cathodes for ion thruster
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chavecátodos ocos, propulsores iônicos, sonda eletrostática, hollow cathodes, ion thrusters, eletrostatic probe.
ResumoOs cátodos ocos são dispositivos que podem fornecer de forma eficiente alta densidade de corrente de elétrons, de modo que são componentes fundamentais para propulsores iônicos como principal fonte de elétrons para a geração de plasma na câmara de descarga e para neutralização do feixe de íons. O Laboratório Associado de Plasma (LAP) do Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE) tem desenvolvido cátodos ocos desde o ano 2002, e estudos experimentais detalhados para caracterizar o seu desempenho não foram realizados até o momento. A presente dissertação apresenta um estudo experimental minucioso sobre a caracterização da descarga de cátodos ocos equipados internamente com insertos de folha de tântalo e externamente com eletrodos de vigia envolventes. Foram testados três diferentes diâmetros de orifícios das ponteiras dos cátodos e dos eletrodos de vigia envolventes. Foram identificados os modos de descarga (pluma, difusivo, pontual e transições) e foram medidos parâmetros de plasma (usando uma sonda de Langmuir cilíndrica simples) para diferentes condições operacionais, onde se variaram parâmetros tais como vazão mássica, tensão de descarga e corrente de descarga e usando argônio ou xenônio. Três diferentes circuitos elétricos de corrente de descarga foram comutados, diodo com anodo, diodo com eletrodo de vigia e tríodo, dependendo da estabilidade da descarga de catodo. Os dados coletados pela sonda eletrostática foram pós-processados usando-se um algoritmo para estimar as densidades de elétrons e íons, potencial flutuante, potencial de plasma e temperatura de elétrons em diferentes posições axiais da sonda, a partir da superfície do eletrodo de vigia até perto do anodo. Os resultados obtidos neste trabalho, em termos de modos de descarga e parâmetros de plasma estão de acordo com os relatados na literatura e são considerados como os típicos para cátodos ocos. ABSTRACT: Hollow cathodes are devices that can provide, efficiently, high electron current densities, so that, they are primary components for ion thrusters as the main source of electrons for plasma generation in the discharge chamber, and for the ion beam neutralization, as well. The Associated Plasma Laboratory (LAP) at National Institute for Space Research (INPE) has been developing hollow cathodes since 2002, and no detailed experimental studies have been carried out to characterize their performance, so far. The present dissertation brings a detailed experimental study on the discharge characterization of hollow cathodes equipped internally with rolled tantalum foil inserts and externally with enclosed keepers. Three different orifice diameters on the tips of the cathodes and enclosed keepers were tested. Discharge modes (plume, diffuse, spot and transitions) were identified, as well as, the plasma parameters were measured (the latter using a single cylindrical Langmuir probe) under different operating parameters, such as the mass flow rate, discharge voltage and current, and using argon or xenon. Three different configurations of the electrical circuit carrying the discharge current were switched, namely, anode-diode, keeper-diode and triode, depending on the stability of the cathode discharge. The data collected by the electrostatic probe were post processed using a numerical algorithm, such that, densities of electrons and ions, plasma and floating potentials, and electron temperature could be all estimated for different axial locations of the probe, apart from the keeper tip up to distances near the anode. The results obtained in this work, in terms of discharge modes and plasma parameters, are in agreement to those reported in the literature and are considered as typical ones for hollow cathodes.
Número de Páginas169
Idiomapt
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)
Tipo SecundárioTDI
AreaCOMB
CursoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho4407 KiB
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Última Atualização2014:10.06.17.55.19 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.03.04.08 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator {D 2014}
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originais/CARACTERIZAÇÃO DE CATODOS OCOS PARA PROPULSORES IÔNICOS.docx 06/08/2014 15:26 15.4 MiB
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Data de Acesso19 out. 2020
similares 
Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3G52GTB
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/04.10.16.00
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/04.10.16.00.55
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17396-TDI/2199
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoFin:2014:InGeEl
AutorFin, Paula
GrupoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
TítuloInfluência da geometria dos eletrodos secundários no desempenho de um propulsor de plasma pulsado de dois estágios
Ano2014
BancaMarques, Rodrigo Intini (presidente/orientador)
Sandonato, Gilberto Marrega
Costa, Fernando de Souza
Ferreira, José Leonardo
Data2014-04-24
Título AlternativoInfluence of secondary electrode geometry in performance on two stage pulsed plasma thruster
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-ChaveTS-PPT, pulsed plasma thruster, propulsão elétrica, TS-PPT, pulsed plasma thruster, eletric thruster.
ResumoO Propulsor de plasma pulsado (PPT) é um propulsor elétrico desenvolvido para o controle de atitude e manutenção de órbita de satélites e foi um dos primeiros propulsores elétricos a serem utilizado no espaço em 1964. Este tipo de propulsor apresenta várias vantagens, tais como baixo custo, simplicidade, baixo consumo de eletricidade e ausência de tanques de propelentes e válvulas. Porém, uma das principais desvantagens do PPT é sua baixa eficiência elétrica e no uso de propelente. O propulsor de plasma pulsado com dois estágios (TS-PPT) foi desenvolvido para aumentar a eficiência do PPT, resolvendo o problema da ablação tardia, ou seja, a sublimação de propelente que ocorre após a descarga elétrica principal, reduzindo a eficiência no uso do propelente. Este trabalho investigou a influência da geometria dos eletrodos secundários em um TS-PPT a fim de se obter as configurações que apresentam o melhor desempenho. Foram testados eletrodos paralelos, divergentes e em formato triangular. Os dados de desempenho foram calculados a partir de medidas de corrente elétrica obtidas utilizando-se uma sonda de corrente tipo bobina emph{Rogowski}. Medidas de variação de massa de propelente permitiram estimar o impulso específico, eficiência e outros parâmetros. Os testes foram realizados em uma câmara de vácuo com uma pressão de 5 x $10^{-6}$ mbar no LPEL - Laboratório de Propulsão Elétrica do LCP/INPE. Com base nos testes realizados, constatou-se que a configuração com eletrodos retangulares, com divergência de $20^{°}$, apresentou o maior impulso total por disparo, por oferecer alto gradiente de indutância e alto valor da integral da corrente ao quadrado em função do tempo. Logo, está configuração obteve o melhor desempenho. ABSTRACT: The pulsed plasma thruster (PPT) is an electric thruster developed for attitude control and orbit maintenance and it was the first electric thruster used in space in 1964 in the Russian probe Zond 2. This type of thruster has several advantages, such as, low cost, structural simplicity, low electricity consumption and absence of propellant tanks and valves. Nevertheless the major disadvantage of the PPT is its low efficiency. The double discharge pulsed plasma thruster (TS-PPT) was developed to increase the efficiency ofPPT mitigating the late ablation problem, i.e., the propellant sublimation that occurs after the main electric discharge, therefore reducing the efficiency of propellant use. This work investigates the influence of the secondary electrodes geometry in a TS-PPT in order to select the configuration that performs best. Parallel, divergent and tongue format electrodes will be tested. The performance data is ca1culated from measurements of electrical currents obtained using a Bobina de Rogowski current probe. Measurements of propellant mass variation determine the specific impulse, the efficiency and other parameters. The tests were conducted in a vacuum chamber under pressure of 5 x $10^{-6}$ mbar at the LPELlLCP/INPE - Electric Propulsion Laboratory of the Combustion and Propulsion Laboratory of INPE.
Idiomapt
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)
Tipo SecundárioTDI
AreaETES
CursoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho2829 KiB
Número de Arquivos1
Arquivo Alvopublicacao.pdf
Última Atualização2014:09.02.18.32.27 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.03.04.06 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator {D 2014}
Estágio do Documentoconcluido
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Espelhosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22
Endereço de e-Mailpaula.fin89@gmail.com
Grupo de Usuáriosadministrator paula.fin89@gmail.com tereza@sid.inpe.br yolanda.souza@mcti.gov.br yolanda.souza@mcti.gov.br@sid.inpe.br
Grupo de Leitoresadministrator paula.fin89@gmail.com tereza@sid.inpe.br yolanda.souza@mcti.gov.br
Visibilidadeshown
Transferível1
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20
Estágio do Documentonot transferred
Repositório de Direitos Autoraisurlib.net/www/2012/11.12.15.10
Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
Permissão de Leituraallow from all
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F35D8B
Conteúdo da Pasta source
originais/@4primeirasPaginas.pdf 04/08/2014 15:42 147.7 KiB 
originais/Avaliação final pagina 2 - Paula Fin.pdf 25/06/2014 15:22 202.5 KiB 
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originais/Paula Fin - Dissertao de Mestrado 12.pdf 10/06/2014 13:03 2.6 MiB
Conteúdo da Pasta agreement
autorizacao.pdf 02/09/2014 10:49 573.1 KiB 
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Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format isbn issn label lineage mark nextedition notes number numberofpages orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress resumeid secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype
Data de Acesso19 out. 2020
similares 
Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP7W/3FMU43L
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m19/2014/02.07.19.42
Metadadossid.inpe.br/mtc-m19/2014/02.07.19.42.40
Sitemtc-m16d.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17365-TDI/2168
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoFischer:2014:InCeDu
AutorFischer, Gustavo Alexandre Achilles
GrupoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
TítuloInjetores centrífugos duais e jato-centrífugos para aplicação em propulsão de foguetes
Ano2014
BancaCosta, Fernando de Souza (presidente/orientador)
Dourado, Wladimyr Mattos da Costa
Lacava, Pedro Teixeira
Data2014-02-25
Título AlternativoDual swirl and jet-swirl injectors for application in rocket propulsion
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chaveinjetor centrífugo dual, injetor jato-centrífugo, atomização, propulsão, dual swirl injectors, jet-swirl injectors, atomization, propulsion.
ResumoEsse trabalho apresenta uma investigação teórico-experimental de injetores centrífugos duais e jato-centrífugos para utilização em propulsores bipropelentes líquidos. Esses tipos de injetores proporcionam atomização e mistura eficiente dos propelentes, além de permitirem o ajuste do ângulo de cone do emph{spray} para uma dada queda de pressão ou vazão, reduzindo as dimensões da câmara de combustão. Inicialmente são apresentadas as teorias de Abramovich e Kliachko usadas na análise do escoamento interno e o projeto de injetores centrífugos duais. Uma nova metodologia é desenvolvida para análise e projeto de injetores jato-centrífugos, baseada na abordagem de Bayvel e Orzechowski e na teoria de Kliachko. A nova metodologia pode também ser aplicada ao projeto de injetores centrífugos simples e duais. Em seguida, são projetados e fabricados injetores seguindo os novos procedimentos de cálculo propostos, visando emprego de um único injetor em um propulsor bipropelente a etanol ($C_{2}$$H_{5}$O) 95% m/m e peróxido de hidrogênio ($H_{2}$$O_{2}$) 90% m/m com empuxo de 100 N. Foram estudadas as características da atomização dos injetores utilizando água e etanol como fluidos de teste, com a ajuda de uma bancada de testes a frio especialmente desenvolvida para esta pesquisa. Os coeficientes de descarga, os diâmetros representativos de gotas, as distribuições dos tamanhos de gotas, os ângulos de cone dos sprays e as vazões mássicas dos propelentes foram determinados para diferentes pressões de injeção. Tendo em vista reduzir o tamanho médio das gotas formadas, foi apresentado o projeto preliminar de um cabeçote de injeção com cinco injetores centrífugos duais centrais e oito injetores centrífugos simples periféricos. ABSTRACT: This thesis presents a theoretical and experimental investigation of dual swirl and jet-swirl injectors for use in bipropellants thrusters. These types of injectors provide efficient atomization and mixing of propellants. They also allow the adjustment of the spray cone angle for a given pressure drop or flow rate, reducing the dimensions of the combustion chamber. Initially, the Abramovich and Kliachko theories were presented for analysis of the internal flow and design of dual pressure swirl injectors. A new methodology was developed for analysis and design of jet-swirl injectors, based on Bayvel and Orzechowski approaches and Kliachko theory. Next, injectors were designed and manufactured following the new proposed methodology, aiming utilization of a single injector in a bipropellant rocket engine using ethanol ($C_{2}$$H{5}$O) and hydrogen peroxide ($H_{2}$$O_{2}$) to yield 100 N thrust. This new methodology can be also applied to design of single and dual pressure swirl injectors. Next, injectors were designed and manufactured following the new proposed methodology, aiming utilization of a single injector in a bipropellant rocket engine using ethanol ($C_{2}$$H_{5}$O) 95% m/m and hydrogen peroxide ($H_{2}$$O_{2}$) 90% m/m to yield 100 N thrust. The atomization characteristics of the injectors were studied using water and ethanol as test fluids, with a test bench for cold tests specially developed for this research. Discharge coefficients, representative drop diameters, drop size distributions, spray cone angles, and mass flow rates were determined for different injection pressures. Considering the large average drop diameters observed using a single injector, the preliminary design of an injection plate with five central dual swirl injectors and eight peripherical single swirl injectors was presented.
Número de Páginas266
Idiomapt
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)
Tipo SecundárioTDI
AreaCOMB
CursoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho7359 KiB
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Data de Acesso19 out. 2020
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Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3GUMQDH
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Chave SecundáriaINPE-17445-TDI/2243
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoKokubun:2014:ThAnDi
AutorKokubun, Max Akira Endo
TítuloTheoretical analysis of a diffusion flame established in an inert porous medium
Ano2014
BancaFachini Filho, Fernando (presidente/orientador)
Dourado, Wladimyr Mattos da Costa
Mendonça, Marcio Teixeira de
Pereira, Fernando Marcelo
Maylybaev, Alexey
Data2014-09-19
Título AlternativoAnálise teórica de uma chama difusiva estabelecida em um meio poroso inerte
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chavediffusion flames, porous materials, liquid fuels, chamas difusas, materiais porosos, combustíveis líquidos.
ResumoIn this work we analyze a steady, planar diffusion flame established in an inert porous matrix. Thc geomotry under consideration is a stagnation-point flow against a condensed (liquid) phase, with all the system (gas and liquid) immersed in an inert porous matrix. In order to better understand the coupled physical processes that occur in this confined problem, we divide the present work in three distinct, but closely related, parts. In the first part we analyze the frozen impinging flow against a hot, impermeable wall (the gas is confined in an inert porou matrix). This configuration allow us to study the heat transfer problem occurring inside the porous rnatrix. In the second part we replace the impermeable wall by a pool of liquid and analyze tho steady vaporization regime that is established when tho impinging flow is at a higher temperature than the liquid boiling temperature. In this case, the heat and rnass transfer confined problem is analyzed. Then, in the third part we consider the impinging jet to be oxidant and the liquid to be fuel. By considering that the conditions are such that a diffusion flame is established, we analyze the influence of the porous matrix in the overall flame properties. Finally, in the Appendix we perforrn an asyrnptotic analysis of the extinction of a diffusion flame established in an inert porous chamber. This analysis is made in order to shed some light on how the gas-solid heat cxchange modifies the extinction limits of such confined flames. RESUMO: Nesse trabalho, nós analisamos uma chama difusiva estacionária e plana, estabelecida dentro de uma matriz porosa inerte. A geometria considerada é a de um escoamento de ponto de estagnação contra uma fase líquida. Todo o sistema é considerado imerso na matriz porosa. Para que os processos físicos acoplados que ocorrem dentro da matriz porosa possam ser melhor compreendidos, o presente problema é dividido em três partes distintas, mas relacionadas. Na primeira parte, analisamos o escoamento congelado que impinge contra uma parede quente impermeável. O es-coamento ocorre dentro da matriz porosa. Essa configuração nos permite estudar o problema de transferência de calor entre gás e sólido no do escoamento estabelecido dentro da matriz porosa inerte. Na segunda parte, substituímos a parede impermeável por uma piscina de líquido e analisamos o regime estacionário de evaporação que se estabelece quando o gás impingente está a uma temperatura maior do que a temperatura de ebulição do líquido. Nesse caso, os processos de transporte de massa e calor do problema confinado são analisados. Na terceira parte, consideramos que o jato impingente é oxidante e o líquido é combustível. Então, considerando que as condições são tais que uma chama difusiva é estabelecida, analisamos a influência da matriz porosa nas propriedades gerais da chama. No Apêndice, apresentamos uma análise assintótica da extinção de uma chama difusiva estabelecida dentro de uma câmara porosa. Essa análise foi realizada para que se possa elucidar como a interação térmica entre gás e sólido afeta os limites de extinção de tal chama confinada.
Número de Páginas143
Idiomaen
Tipo da TeseTese (Doutorado em Combustão e Propulsão)
Tipo SecundárioTDI
AreaCOMB
CursoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho2515 KiB
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Última Atualização2015:01.06.13.17.47 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
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Data de Acesso19 out. 2020
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Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP3W34P/3HJUT9L
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Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/12.18.17.09.33
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17480-TDI/2268
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoMarin:2014:AnDePr
AutorMarin, Luis Francisco Chrispim
TítuloAnálise do desempenho de um propulsor a plasma pulsado de dupla descarga através da variação da distribuição de energia entre os seus dois estágios
Ano2014
BancaMarques, Rodrigo Intini (presidente/orientador)
Sandonato, Gilberto Marrega
Pessoa, Rodrigo Sávio
Data2014-12-19
Título AlternativoPerformance analysis of a double discharge pulsed plasma thruster by varying the energy distribution amongst its two stages
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-ChavePPT, propulsor a plasma pulsado, DD-PPT, propulsor a plasma pulsado de dupla descarga, propulsão elétrica, pulsed plasma thruster, double discharge pulsed plasma thruster, electric propulsion.
ResumoUm propulsor a plasma pulsado (PPT) é um dispositivo de propulsão espacial elétrica utilizado principalmente na manutenção de órbita e controle de atitude de veículos espaciais. Um dos problemas mais comuns com PPTs é a ablação tardia (LTA - Late Time Ablation), ou seja, a sublimação de propelente que ocorre após a descarga elétrica principal, reduzindo a eficiência no uso do propelente. O PPT de dupla descarga (DD-PPT) apresenta dois estágios distintos: o primeiro funciona como um PPT convencional (de uma única descarga) e o segundo usa uma descarga elétrica adicional para acelerar o plasma e a LTA. Este trabalho estudou um DD-PPT e analisou parâmetros de desempenho, ao variar os níveis de energia aplicados a cada um de seus dois estágios a fim de identificar a configuração de melhor desempenho. Um laboratório foi montado para permitir os ensaios do propulsor. O DD-PPT teve o seu cicuito elétrico modificado de forma a proteger os seus componentes. Um novo circuito elétrico foi concebido para permitir uma distribuição arbitrária de energia entre os dois estágios do DD-PPT. Uma estrutura especial foi construída para suportar e proteger o propulsor. Foram calculados os gradientes de indutância dos eletrodos do propulsor. Ensaios com diversas configurações energéticas foram realizados (1096 disparos) em câmara de vácuo (8x$10^{-6}$ mbar) com o uso de bobinas Rogowski (sondas de corrente) conectadas aos eletrodos do propulsor. Um osciloscópio fez a aquisição dos dados de corrente. Os impulsos foram calculados baseado nos gradientes de indutância e em dados da análise da corrente de descarga. Uma balança de precisão foi utilizada para a medição da variação da massa de propelente. O impulso específico foi calculado usando a variação de massa e o impulso. Os resultados dos ensaios mostraram baixos valores de impulso por energia (47,4 $mu$Ns) do DD-PPT, mas um excelente desempenho em termos de impulso específico (3606 s). A escolha da melhor configuração, em termos de desempenho, foi a que apresentou um valor baixo de energia no primeiro estágio e um valor alto de energia no segundo estágio. ABSTRACT: A Pulsed Plasma Thruster (PPT) is an electric space propulsion device mostly used for spacecraft orbit maintenance and attitude control. One of the most common issues with PPTs is the Late Time Ablation (LTA) - the sublimation of propellant that occurs after the main electric discharge, reducing propellant use efficiency. The Double Discharge PPT (DD-PPT) has two stages: the first stage works as a regular PPT and the second stage employs an additional (secondary) discharge to accelerate the PLASMA and the LTA. This work studied a DD-PPT and analyzed its efficiency and performance while varying the levels of energy applied to each of the two stages in order to achieve maximum performance. A laboratory was built to allow propulsion tests. The DD-PPT electric circuit was remodeled to protect its components. A new electric circuit was designed to enable energy levels distribution amongst the two stages of the DD-PPT. A special structure was built to support, protect and control the thruster. Inductance gradients were calculated. Tests were performed (1096 shots) in vacuum (8x$10^{-6}$ mbar), for each different energy configuration using Rogowski coils (probe current) connected to the thruster´s electrodes. An oscilloscope acquired the discharge current data. The impulse bits were measured using the inductances gradients calculated and with the analysis of the discharge current. A precision scale was used for measuring the propellant mass variation. Specific impulses were calculated using the mass variation and impulse bit. Results showed a DD-PPT with relative low performance with respect to impulse bit (47.4 $mu$Ns) but very good performance with respect to specific impulse (3606 s). The energy distribution configuration that used less energy in the primary stage and a higher energy in the secondary stage was elected as the best one.
Número de Páginas131
Idiomapt
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)
Tipo SecundárioTDI
AreaCOMB
CursoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
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Última Atualização2015:04.10.19.02.33 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
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Data de Acesso19 out. 2020
similares 
Tipo da ReferênciaThesis
Identificador8JMKD3MGP5W34M/3FKEKF5
Repositóriosid.inpe.br/mtc-m21b/2014/01.23.11.02
Metadadossid.inpe.br/mtc-m21b/2014/01.23.11.02.21
Sitemtc-m21b.sid.inpe.br
Chave SecundáriaINPE-17370-TDI/2180
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Chave de CitaçãoVargas:2014:UnLaMa
AutorVargas, Maycol Marcondes
GrupoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
TítuloEffect of transient gas-phase on ferrofluid droplet vaporization: under large magnetic power regime
Ano2014
BancaFachini Filho, Fernando (presidente/orientador)
Mendonça, Marcio Teixeira de
Dourado, Wladimyr Mattos da Costa
Cardoso, Elaine Maria
Cristaldo, Cesar Flaubiano da Cruz
Data2014-02-26
Título AlternativoEfeito da etapa transiente da fase gasosa na vaporização de uma gota de ferrofluido: grande potência magnética
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Palavras-Chavedroplet vaporization, magnetic heating, ferrofluid, transient regime, vaporização de gota, aquecimento magnético, ferrofluido, regime transiente.
ResumoIn this work the influence of transient processes of the gas phase on the vaporization of isolated ferrofluid droplet with spherical symmetry under the influence of an external alternating magnetic field is investigated. Dispersed magnetic nanoparticles inside the droplet act as a heat source. The nanoparticle dipole reacts to the alternating magnetic field rotating the nanoparticle. The friction between the rotating nanoparticle and the surrounding liquid produces heat (viscous dissipation). Brownian motion of the liquid molecules is responsible for the nanoparticle dipoles misalignment when the magnetic field amplitude is null. Therefore, in each cycle of the magnetic field the nanoparticle rotates, generating heating in the core of the liquid. Applying this process on droplets is possible to reduce the droplet heating time. The conditions addressed in this problem leads to the magnetic power to be much larger than the thermal power, provided by the heat flux from the gas phase. The characteristic of this problem is a thermal boundary layer established close to the droplet surface in the liquid side. The magneto relaxation source is found to be dependent on initial conditions. In addition, because of the dependency of the magneto relaxation heating on temperature, a local maximum of temperature is found inside the thermal boundary layer. In the current model it is also observed the increasing of the droplet vaporization with pressure. RESUMO: Neste trabalho é estudado a influência dos processos transientes da fase gasosa na vaporização de uma gota isolada de ferrofluido com simetria esférica e sob influência de um campo magnético externo alternado. Nanopartículas magnéticas homogeneamente dispersas no fluido agem como uma fonte de calor. Os dipolos das nanopartículas respondem ao campo magnético alternado fazendo a nanopartícula rotacionar. O atrito entre a nanopartícula e o líquido nos arredores da partícula produz calor (dissipação viscosa). O movimento Browniano das moléculas do líquido é responsável pelo desalinhamento dos dipolos na ausência do campo magnético. Desse modo em cada ciclo do campo magnético as nanopartículas rotacionam, gerando calor dentro da gota. Aplicando esse processo em gotas é possivel reduzir o tempo de aquecimento. As condições assumidas neste problema resultam em uma potência magnética muito maior do que a potência térmica, dada pelo fluxo de calor da fase gasosa. A característica desse problema consiste em uma camada limite térmica estabelecida bem próximo à superfície no lado líquido da gota. O fonte magnética é dependente das condições iniciais do problema. Além disso, devido à dependência da fonte magnética com a temperatura, uma temperatura máxima local dentro da camada limite térmica é encontrada. O modelo atual observa o aumento da taxa de vaporização da gota com a pressão.
Número de Páginas89
Idiomaen
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)
Tipo SecundárioTDI
AreaETES
CursoPCP-ETES-SPG-INPE-MCTI-GOV-BR
Tamanho2868 KiB
Número de Arquivos1
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Última Atualização2014:06.20.14.05.09 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator
Última Atualização dos Metadados2018:06.04.03.04.02 sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.20 administrator {D 2014}
Estágio do Documentoconcluido
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
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Grupo de Leitoresadministrator myl_vargas@hotmail.com tereza@sid.inpe.br yolanda.souza@mcti.gov.br
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