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urlib.net/www/2017/11.22.19.04.03

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sid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.22.36 - 53
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/04.07.15.50.13 - 8
sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22 - 5
urlib.net/www/2017/11.22.19.04.03 - 2

6. Notas

Campos Vazios

academicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress readergroup resumeid schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação

Tipo de Referência

Tese ou Dissertação (Thesis)

Código do Detentor

isadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S

Site

mtc-m21c.sid.inpe.br (namespace prefix: upn:3Q3U5H8)

Identificador

8JMKD3MGP3W34R/3UQ4H4E

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Última Atualização

2021:10.26.12.04.25 (UTC) simone

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2024:12.26.16.25.57 (UTC) administrator

Chave Secundária

INPE-18274-TDI/2950

Chave de Citação

Vargas:2021:StChCo

Título

Stability characteristics of compressible binary planar jets

Título Alternativo

Características de estabilidade de jatos planares binários

Curso

PCP-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR

Ano

2021

Data

2019-12-03

Data de Acesso

15 ago. 2026

Tipo da Tese

Tese (Doutorado em Combustão e Propulsão)

Tipo Secundário

TDI

Número de Páginas

104

Número de Arquivos

Tamanho

5169 KiB

2. Contextualização

Autor

Vargas, Maycol Marcondes

Banca

Mendonça, Márcio Teixeira de (presidente/orientador)
Costa, Fernando de Souza
Dourado, Wladimyr Mattos da Costa
Trevisan, Bruno Peruchi
Souza, Oberdan Miguel Rodrigues de

Endereço de e-Mail

myl_vargas@hotmail.com

Universidade

Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)

Cidade

São José dos Campos

Acervo Hospedeiro

urlib.net/www/2017/11.22.19.04 upn:3Q3U5H8

Histórico (UTC)

2020-01-19 21:38:42 :: myl_vargas@hotmail.com -> pubtc@inpe.br ::
2020-01-21 10:28:53 :: pubtc@inpe.br -> myl_vargas@hotmail.com ::
2020-01-28 14:05:51 :: myl_vargas@hotmail.com -> pubtc@inpe.br ::
2020-01-28 17:10:38 :: pubtc@inpe.br -> myl_vargas@hotmail.com ::
2020-01-28 18:47:14 :: myl_vargas@hotmail.com -> pubtc@inpe.br ::
2020-03-04 17:31:39 :: pubtc@inpe.br -> simone ::
2020-03-04 17:32:10 :: simone :: -> 2020
2021-10-26 16:13:40 :: simone :: 2020 -> 2021
2021-10-26 16:14:08 :: simone -> administrator :: 2021
2024-12-26 16:25:57 :: administrator -> :: 2021

3. Conteúdo e estrutura

É a matriz ou uma cópia?

é a matriz

Estágio do Conteúdo

concluido

Transferível

Palavras-Chave

LST
PSE
hidrodynamic stability
instability
jet
estabilidade hidrodinâmica
instabilidade
jato

Resumo

The present work investigates the stability of compressible binary planar jets. Different from a homogeneous jet, where a single chemical species is present, the binary jet may have strong density gradients due to the choice of the chemical species considered in each stream. The work is divided in two parts. The first part consists of the analysis of stability using linear stability theory. The goal is to identify the possible instability modes for simple and co-flowing jets and investigate the effect of density gradients on the flow structure, growth rates, unstable frequency range and disturbance phase speed for each mode. The effect of species concentration on free shear layer stability has been reported previously in the literature, but detailed comparisons between stability modes and characteristics for a range of density ratios typical of oxygen and hydrogen mixtures as well as the identification of inner and outer sinuous and varicose modes are new. For the co-flowing jet four different modes are found, the inner and outer shear layers both have sinuous and varicose modes. Both for the sinuous and varicose modes the simple jet is more unstable when the fluid with the highest density is at the inner jet, with amplification rates twice as high as the lowest density ratio considered, but the range of unstable frequencies can be four times lower. The sinuous mode is less dispersive than the varicose and the disturbance speeds may vary by one order of magnitude with density ratio. For coflowing jets the external mode is up to seven times more unstable, but this is due to the choice of the velocity ratio considered. For the inner mode the density gradient has a stabilizing effect, regardless of which specie is present at the center of the jet. The co-flowing jet is more dispersive, except for the varicose inner mode. The variation of phase speed with density gradient is not as strong as in the simple jet. The second part of the work is the study of stability by use of parabolized stability equations (PSE). The Parabolyzed Stability Equations (PSE) results are obtained for a simple planar jet consisting of only one gas. Initial conditions for the PSE are obtained from the Linear Stability Theory (LST) numerical code used in the first part. Results of this analysis are reduced due to the early stages of numerical code. RESUMO: O trabalho atual investiga a estabilidade de jatos compressíveis simples e binários. Diferente de um jato homogêneo, onde uma única espécie está presente, no jato binário fortes gradientes podem estar presentes na massa específica devido a diferentes espécies consideradas nos jatos. O trabalho é dividido em duas partes. A primeira parte trata da análise de estabilidade com uso da teoria linear. O objetivo é identificar os modos instáveis para a configuração de jato simples e de jato composto (co-flowing), também estudar o efeito de gradientes de fração mássica na estrutura do escoamento, a taxa de amplificação, faixas instáveis de frequência e velocidade de fase para cada modo. O efeito da concentração de espécies no escoamento livre é documentado previamente na literatura, mas comparações detalhadas entre modos de estabilidade e características para uma faixa de razões de massa específica típicas de misturas de oxigênio e hidrogênio, assim como a identificação de modos internos, externos, sinuoso e varicoso é novo. Para o jato complexo (co-flowing), quatro modos diferentes são encontrados, as camadas cisalhantes internas e externas possuem ambas modos varicosos e sinuosos. Para ambos os modos, sinuoso e varicoso, o jato simples é mais instável quando o fluido mais denso está no jato interno, com taxas de amplificação duas vezes maiores comparadas com a razão com menor densidade, mas com a faixa de frequência instáveis pode ser quatro vezes menos. O modo sinuoso é menos dispersivo que o varicoso e a velocidade das perturbações pode variar em uma ordem de magnitude com a razão de massa específica. Para o jato co-fluente, o modo externo é até sete vezes mais instável, mas isso é devido a escolha da razão de velocidade. Para o modo interno, o gradiente de massa específica tem um efeito estabilizante, independente de qual espécie estiver no centro do jato. O jato complexo, é mais dispersivo, exceto para o modo interno varicoso. A variação da velocidade de fase com o gradiente de massa específica não é tão forte como no jato simples. A segunda parte é o desenvolvimento e estudo de estabilidade usando equações parabolizadas. Os resultados das Equações de Estabilidade Parabolizadas (PSE) são obtidos para o jato simples considerando somente um gás. As condições iniciais para o Equações de Estabilidade Parabolizadas (PSE) são obtidas usando o código da primeira parte, que faz uso da Teoria de Estabilidade Linear(LST). Resultados obtidos com essa análise são escassos, devido ao código não estar totalmente desenvolvido.

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urlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > PCP > Stability characteristics of...

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sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/12.04.15.16

Lista de Itens Citando

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sid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.22.36 - 48
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/04.07.15.50.13 - 5

6. Notas

Campos Vazios

academicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress readergroup resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação

Tipo de Referência

Tese ou Dissertação (Thesis)

Código do Detentor

isadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S

Site

mtc-m21c.sid.inpe.br (namespace prefix: upn:3Q3U5H8)

Identificador

8JMKD3MGP3W34R/3UGHFGH

Repositório

Última Atualização

2020:05.11.12.50.39 (UTC) simone

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sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/12.04.15.16.35

Última Atualização dos Metadados

2024:12.26.16.25.56 (UTC) administrator

Chave Secundária

INPE-18262-TDI/2942

Chave de Citação

RobledoAsencio:2020:EsNuPr

Título

Estudo numérico do processo de decomposição em câmaras catalíticas de propulsores monopropelentes

Título Alternativo

Numerical study of the decomposition process in catalytic chambers of monopropelent thrusters

Curso

PCP-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR

Ano

2020

Data

2019-11-05

Data de Acesso

15 ago. 2026

Tipo da Tese

Tese (Doutorado em Combustão e Propulsão)

Tipo Secundário

TDI

Número de Páginas

189

Número de Arquivos

Tamanho

10242 KiB

2. Contextualização

Autor

Robledo Asencio, Jenny Carolina

Banca

Savonov, Roman Ivanovitch (presidente/orientador)
Marques, Rodrigo Intini (orientador)
Mendonça, Marcio Teixeira de
Dourado, Wladimyr Mattos da Costa
Gonçalves, Rene Francisco Boschi
Mota, Fabio Antônio da Silva

Endereço de e-Mail

jj612verde@gmail.com; jennyr.asencio@gmail.com

Universidade

Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)

Cidade

São José dos Campos

Acervo Hospedeiro

urlib.net/www/2017/11.22.19.04 upn:3Q3U5H8

Histórico (UTC)

2019-12-04 15:20:31 :: jenny.asencio@inpe.br -> pubtc@inpe.br ::
2019-12-11 14:52:09 :: pubtc@inpe.br -> jenny.asencio@inpe.br ::
2019-12-26 18:30:32 :: jenny.asencio@inpe.br -> pubtc@inpe.br ::
2020-03-18 16:51:15 :: pubtc@inpe.br -> simone ::
2020-03-18 16:51:59 :: simone :: -> 2020
2020-03-18 16:53:12 :: simone -> administrator :: 2020
2020-05-08 18:04:30 :: administrator -> simone :: 2020
2020-05-11 13:20:08 :: simone -> administrator :: 2020
2024-12-26 16:25:56 :: administrator -> :: 2020

3. Conteúdo e estrutura

É a matriz ou uma cópia?

é a matriz

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concluido

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Palavras-Chave

propulsor monopropelente
meio poroso
catálise
CFD
OpenFOAM®
monopropellant thruster
porous media
catalyst

Resumo

Os propulsores monopropelentes são uma tecnologia de grande importância para missões espaciais de baixo empuxo. No seu desenvolvimento os testes em terra são críticos devido ao alto custo, e certas precauções que devem ser tomadas dependendo do tipo de monopropelente. Uma forma de minimização destes testes, e de otimização do projeto dos propulsores monopropelentes, é o uso de ferramentas computacionais, que permitem simular os fenômenos termoquímicos e físicos que acontecem no interior do seu leito catalítico, o componente principal. Mas a descrição do fenômeno não é trivial, já que se trata de um problema de escoamento reativo em meio poroso com envolvimento de transporte de calor e massa. Diferentes modelos analíticos e de simulação tem sido desenvolvidos na tentativa de abranger este tipo de problema, muitos deles específicos de um dado propulsor, como no caso daqueles que usam hidrazina como monopropelente e que têm sido os mais estudados, outros são focados em leitos catalíticos fixos industriais. Com base no relatado, foi desenvolvido neste trabalho um estudo teórico, com o intuito de propor um modelo, e a sua implementação num software de código aberto para fluidodinâmica computacional (CFD), chamado OpenFOAM®. O modelo propõe a separação do leito catalítico em duas regiões principais, a primeira formada pelo escoamento de gás intersticial, onde ocorre a reação homogênea, e a outra região que envolve tanto o gás na superfície das partículas catalíticas como a própria partícula catalítica, e onde acontecem as reações heterogêneas. O modelo implementado inclui o cálculo das características do meio poroso, os coeficientes de transferência de massa para diferentes espécies numa mistura de gás multicomponente, e os coeficientes de transferência de calor. A aplicação de OpenFOAM® criada foi nomeada de catalyticChamberFoamV.1. Para verificação do modelo proposto, e da respectiva implementação, foram utilizados estudos experimentais e de simulação encontrados na literatura, cujos parâmetros operacionais foram adaptados aos casos do OpenFOAM®. Algumas semelhanças foram obtidas pela simulação das condições operacionais dos trabalhos comparados. Foi verificado que o modelo permite a previsão da fração mássica das espécies químicas envolvidas nos processos catalíticos, campos de temperatura ao longo do eixo do leito catalítico e em função do tempo para um propulsor monopropelente em condição de teste em terra. Estes são parâmetros fundamentais para avaliar o desempenho, e para o aprimoramento do projeto deste tipo de propulsores. ABSTRACT: Monopropellant thrusters are a key technology for low thrust space missions. In its development, ground tests are critical due to the high cost, and certain precautions that must be taken depending on the type of the monopropellant. One way of minimizing these tests and optimizing the design of this type of thrusters is using computational tools, which allow simulating the thermochemical and physical phenomena that occur within its catalytic bed, the main component. But the description of the phenomenon is not trivial, due this is a problem of reactive flow in porous media with heat and mass transport. Different analytical and simulation models have been developed in an attempt to address this type of problem. Many of them specific to a given monopropellant, as the hydrazine and which have been the most studied, other models are focused on industrial fixed catalytic beds. On a reported basis, the aim of this work was developing a theoretical study to modeling and implementing a catalytic bed in open-source software for computational fluid dynamics (CFD), called OpenFOAM®. The model proposes the separation of the catalytic bed in two main regions: the first formed by the interstitial gas flow, where the homogeneous reaction occurs; and the other region that involves both the gas on the catalytic particles and the catalytic particle itself and where heterogeneous reactions occur. The implemented model includes the calculation of the characteristics of the porous media, the mass transfer coefficients for different species in a multicomponent gas mixture, and the heat transfer coefficients. The new solver of OpenFOAM® was called catalyticChamberFoamV.1. To verify the proposed model and its implementation, experimental and literature studies were used, whose operational parameters were adapted to OpenFOAM® cases. Some similarities were obtained by simulating the operational conditions of the comparative works. It was verified that the model allows the predictions of the mass fraction of the chemical species through the axial distance of the catalytic bed and as a function of time for a monopropellant thruster under ground testing conditions. These are key parameters for evaluating performance and improving the design of this type of thrusters.

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urlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > PCP > Estudo numérico do...

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upn:3Q3U5H8:8JMKD3MGP3W34R/3UGHFGH

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Arquivo Alvo

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Grupo de Usuários

jenny.asencio@inpe.br
pubtc@inpe.br
simone

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Licença de Direitos Autorais

Detentor dos Direitos

originalauthor yes

Permissão de Leitura

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Permissão de Atualização

não transferida

5. Fontes relacionadas

Repositório Espelho

urlib.net/www/2017/11.22.19.04.03

Unidades Imediatamente Superiores

sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/11.29.17.24

Lista de Itens Citando

sid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.22.36 - 69
sid.inpe.br/mtc-m21d/2024/12.26.16.24 - 68
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/04.07.15.50.13 - 3
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/12.20.14.49 - 2

6. Notas

Campos Vazios

1. Identificação

Tipo de Referência

Tese ou Dissertação (Thesis)

Código do Detentor

isadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S

Site

mtc-m21c.sid.inpe.br (namespace prefix: upn:3Q3U5H8)

Identificador

8JMKD3MGP3W34R/3UFNTF2

Repositório

Última Atualização

2020:03.04.14.44.24 (UTC) simone

Repositório de Metadados

sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/11.29.17.24.40

Última Atualização dos Metadados

2024:12.26.16.25.55 (UTC) administrator

Chave Secundária

INPE-18260-TDI/2940

Chave de Citação

Manco:2020:StChSu

Título

Stability characteristic of subsonic binary axisymmetric coaxial jets

Título Alternativo

Características de estabilidade de jatos coaxiais binários subsônicos e axissimétricos

Curso

PCP-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR

Ano

2020

Data

2019-11-06

Data de Acesso

15 ago. 2026

Tipo da Tese

Tese (Doutorado em Combustão e Propulsão)

Tipo Secundário

TDI

Número de Páginas

112

Número de Arquivos

Tamanho

8144 KiB

2. Contextualização

Autor

Manco, Jhonatan Andrés Aguirre

Banca

Mendonça, Márcio Teixeira de (presidente/orientador)
Fachini Filho, Fernando
Savonov, Roman Ivanovitch
Cavalieri, André Valdetaro Gomes
Souza, Leandro Franco de

Endereço de e-Mail

jhonatanjaam@gmail.com

Universidade

Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)

Cidade

São José dos Campos

Acervo Hospedeiro

urlib.net/www/2017/11.22.19.04 upn:3Q3U5H8

Histórico (UTC)

2019-11-29 17:27:39 :: jhonajaam@gmail.com -> pubtc@inpe.br ::
2019-12-04 15:29:53 :: pubtc@inpe.br -> jhonajaam@gmail.com ::
2019-12-05 19:44:55 :: jhonajaam@gmail.com -> pubtc@inpe.br ::
2020-03-04 14:29:37 :: pubtc@inpe.br -> simone ::
2020-03-04 14:30:28 :: simone :: -> 2020
2020-03-04 14:45:05 :: simone -> administrator :: 2020
2024-12-26 16:25:55 :: administrator -> :: 2020

3. Conteúdo e estrutura

É a matriz ou uma cópia?

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concluido

Transferível

Palavras-Chave

binary coaxial jets
hydrodynamic stability
Euler equation
high order numerical simulation
jatos coaxiais binário
estabilidade hidrodinâmica
equações de Euler
simulação de alta ordem

Resumo

The performance of combustion systems in gas turbines and rocket engines depend strongly on the proper injection and mixing between fuel and oxidizer. The injection of propellants in these systems is performed using shear coaxial injectors that define the physical initial conditions for the combustion process. The hydrodynamic instabilities formed by the coaxial shear injector allow the mixing between the propellants through vorticity created by the instability of the shear layers. This work had as main objective the understanding of the stability characteristics of axisymmetric coaxial jets composed of different gases, specifically hydrogen and oxygen. To analyze the stability characteristics of coaxial binary jets the Linear Stability Theory (LST) and High Order Simulation (HOS) approaches were used. The LST has shown that the cases where the hydrogen was used as species in the inner jet H2 − O2 the amplification rates of Mode II are larger than the homogeneous coaxial jet, contrarily to what happens in O2 − H2 configuration. This agreed with the previous studies in a binary mixing layer, in which when the heavier species is in the lower velocity stream the amplification rates are larger, and vice versa. However For Mode I, the binary mixing layer results can not be extrapolated for a coaxial binary jet, once the confinement effect, caused by the finite quantity of species that can be placed in the inner jet, plays an important role. Using a low Mach number formulation, the compressible effects were neglected with the intention to show in the Less and Lin equation (compressible Rayleigh equation) where is the role of the species in the stability properties, which was called inertial effects. This formulation together with the compressible formulation also allows understanding the compressible effects caused by the different speed of sound of the species. Using High Order Simulations (HOS) of the Euler equation as second way to analyses the stability characteristics of coaxial binary jets, the main results of the LST were simulated in order to view different effects neglected by this theory, as: nonlinearities as modes interact, the used of realistic velocity and species profiles not based on canonical equations for the base flow and the visualization of the growth of the instabilities. RESUMO: O desempenho dos sistemas de combustão em turbinas a gás e motores foguete depende fortemente da injeção e mistura adequadas entre o combustível e o oxidante. A injeção dos propelentes nesses sistemas é realizada usando injetores coaxiais de cisalhamento, os quais definem as condições iniciais para o processo de combustão. As instabilidades hidrodinâmicas formadas pelo injetor de cisalhamento coaxial permitem a mistura entre os propelentes por meio da vorticidade gerada pela instabilidade das camadas de cisalhamento. Este trabalho tem como objetivo principal o entendimento das características de estabilidade de jatos coaxiais axissimétricos compostos por diferentes gases, especificamente hidrogênio e oxigênio. Para analisar as características de estabilidade dos jatos binários coaxiais, foram utilizadas as abordagens da Teoria da Estabilidade Linear (LST) e Simulação numérica de Alta Ordem (HOS). O LST mostrou que os casos em que o hidrogênio foi usado como espécie no jato interno H2-O2 as taxas de amplificação do Modo II são maiores que o jato coaxial homogêneo, ao contrário do que acontece na configuração do O2-H2. Isto concordou com os estudos anteriores realizados em camadas de mistura binária, nos quais quando as espécies mais pesadas estão na corrente de velocidade mais baixa, as taxas de amplificação são maiores e vice-versa. No entanto, no Modo I, os resultados da camada de mistura binária não podem ser extrapolados para um jato binário coaxial, uma vez que o efeito de confinamento, causado pela quantidade finita de espécies que podem ser colocadas no jato interno, desempenha um papel importante. Usando uma formulação de Mach baixo, os efeitos compressíveis foram desprezados com a intenção de mostrar na equação de Less e Lin (equação de Rayleigh compressível) onde está o papel das espécies nas características de estabilidade, chamados de efeitos inerciais. Esta formulação, juntamente com a formulação compressível, também permitiu compreender os efeitos compressíveis causados pelas diferentes velocidades do som das espécies. Utilizando simulações de alta ordem (HOS) das equações de Euler como segunda maneira de analisar as características de estabilidade de jatos binários coaxiais, foram simulados os principais resultados do LST para visualizar diferentes efeitos desprezados por essa teoria, como: não linearidades como a iteração entres os modos, o uso de um perfil de velocidade mais realista , perfis de espécies não baseados em equações canônicas para o escomento base e a visualização do crescimento das instabilidades.

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upn:3Q3U5H8:8JMKD3MGP3W34R/3UFNTF2

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4. Condições de acesso e uso

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http://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP3W34R/3UFNTF2

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http://urlib.net/zip/8JMKD3MGP3W34R/3UFNTF2

Idioma

Arquivo Alvo

publicacao.pdf

Grupo de Usuários

jhonajaam@gmail.com
pubtc@inpe.br
simone

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Licença de Direitos Autorais

urlib.net/www/2012/11.12.20.35

Detentor dos Direitos

originalauthor yes

Permissão de Leitura

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Permissão de Atualização

não transferida

5. Fontes relacionadas

Repositório Espelho

urlib.net/www/2017/11.22.19.04.03

Unidades Imediatamente Superiores

sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/05.21.21.02

Lista de Itens Citando

sid.inpe.br/mtc-m21d/2024/12.26.16.24 - 84
sid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.22.36 - 66
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/04.07.15.50.13 - 4
urlib.net/www/2017/11.22.19.04.03 - 4
sid.inpe.br/mtc-m21b/2013/09.26.14.25.22 - 3

6. Notas

Campos Vazios

1. Identificação

Tipo de Referência

Tese ou Dissertação (Thesis)

Código do Detentor

isadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S

Site

mtc-m21c.sid.inpe.br (namespace prefix: upn:3Q3U5H8)

Identificador

8JMKD3MGP3W34R/3TBHPRE

Repositório

Última Atualização

2020:01.21.10.20.50 (UTC) simone

Repositório de Metadados

sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/05.21.21.02.51

Última Atualização dos Metadados

2024:12.26.16.25.52 (UTC) administrator

Chave Secundária

INPE-18216-TDI/2900

Chave de Citação

Souza:2019:SiNuAb

Título

Simulação numérica da ablação do PTFE em um propulsor de plasma pulsado usando OpenFOAM

Título Alternativo

Pulsed plasma thruster PTFE numerical simulation using OpenFOAM

Curso

PCP-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR

Ano

2019

Data

2019-05-27

Data de Acesso

15 ago. 2026

Tipo da Tese

Dissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)

Tipo Secundário

TDI

Número de Páginas

175

Número de Arquivos

Tamanho

4063 KiB

2. Contextualização

Autor

Souza, Lucas Vinícius de

Banca

Marques, Rodrigo Intini (presidente/orientador)
Costa, Fernando de Souza
Sandonato, Gilberto Marrega

Endereço de e-Mail

lvs.vinicius@gmail.com

Universidade

Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)

Cidade

São José dos Campos

Acervo Hospedeiro

urlib.net/www/2017/11.22.19.04 upn:3Q3U5H8

Histórico (UTC)

2019-05-22 11:07:19 :: lvs.vinicius@gmail.com -> pubtc@inpe.br ::
2019-05-23 14:03:39 :: pubtc@inpe.br -> lvs.vinicius@gmail.com ::
2019-07-18 21:12:59 :: lvs.vinicius@gmail.com -> pubtc@inpe.br ::
2019-07-19 19:00:02 :: pubtc@inpe.br -> lvs.vinicius@gmail.com ::
2019-07-26 13:46:36 :: lvs.vinicius@gmail.com -> pubtc@inpe.br ::
2019-08-08 14:37:43 :: pubtc@inpe.br -> administrator ::
2019-08-16 13:57:31 :: administrator -> simone ::
2019-08-16 15:02:05 :: simone :: -> 2019
2019-08-16 15:02:05 :: simone -> administrator :: 2019
2019-08-16 18:47:45 :: administrator -> simone :: 2019
2019-08-16 18:47:57 :: simone -> administrator :: 2019
2019-08-21 05:38:02 :: administrator -> simone :: 2019
2019-12-20 13:20:20 :: simone -> administrator :: 2019
2019-12-20 13:34:49 :: administrator -> marcelo.pazos :: 2019
2019-12-20 13:35:11 :: marcelo.pazos -> administrator :: 2019
2020-01-15 11:27:32 :: administrator -> simone :: 2019
2020-01-21 10:41:24 :: simone -> administrator :: 2019
2024-12-26 16:25:52 :: administrator -> :: 2019

3. Conteúdo e estrutura

É a matriz ou uma cópia?

é a matriz

Estágio do Conteúdo

concluido

Transferível

Palavras-Chave

PPT
CFD
OpenFOAM
C++
PPT
CFD
OpenFOAM
C++

Resumo

O propulsor de plasma pulsado é um motor para veículos espaciais que gera empuxo a partir da ejeção de plasma produzido por descargas elétricas pulsadas de alta tensão sobre a superfície de um material dielétrico e ablativo. Foi desenvolvido e utilizado já no começo dos programas espaciais, na década de 1960. Sua análise e aperfeiçoamento desde então foi baseada, principalmente, em medições experimentais e leis empíricas derivadas de tais medições. Entre os principais problemas do PPT pode-se apontar o baixo empuxo e a baixa eficiência (~10%). A complexidade de fenômenos ocorrendo em um PPT não é capturada por leis empíricas e modelos de circuitos elétricos, havendo necessidade de ferramentas de análise mais completas. Para sanar este problema, no presente trabalho foi desenvolvido um código numérico que permita a análise numérica do escoamento de plasma no PPT, bem como a análise da distribuição de temperatura dentro do propelente sólido. O programa foi baseado na biblioteca C++ de código aberto OpenFOAM, desenvolvida, principalmente, para simulações de dinâmica de fluidos computacional, mas tendo também capacidades multifísicas. A validação do código numérico foi feita por meio da comparação dos resultados numéricos obtidos com dados experimentais já disponíveis na literatura sobre PPTs. ABSTRACT: The pulsed plasma propellant is a space vehicle engine that generates thrust from the ejection of plasma produced by pulsed high voltage electrical discharges on the surface of a dielectric and ablative material. It was developed and used early in space programs in the 1960s. Its analysis and refinement has since been based primarily on experimental measurements and empirical laws derived from such measurements. Among the main problems of the PPT is the low thrust and the low efficiency (~10%). The complexity of phenomena occurring in a PPT is not captured by empirical laws and electric circuit models, and there is a need for more complete analysis tools. To solve this problem, in the present work a numerical code was developed that allows the numerical analysis of the plasma flow in the PPT, as well as the analysis of the temperature distribution inside the solid propellant. The program was based on the OpenFOAM open source C ++ library, developed mainly for computational fluid dynamics simulations, but also having multiphysical capabilities. Numerical code validation was done by comparing the numerical results obtained with experimental data already available in the literature on PPTs.

Área

COMB

Arranjo

urlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > PCP > Simulação numérica da...

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4. Condições de acesso e uso

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Grupo de Usuários

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Detentor dos Direitos

originalauthor yes

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Permissão de Atualização

não transferida

5. Fontes relacionadas

Repositório Espelho

urlib.net/www/2017/11.22.19.04.03

Unidades Imediatamente Superiores

sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/05.06.15.47

Lista de Itens Citando

sid.inpe.br/mtc-m21d/2024/12.26.16.24 - 75
sid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.22.36 - 68
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/04.07.15.50.13 - 4
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/12.20.14.49 - 1

6. Notas

Campos Vazios

1. Identificação

Tipo de Referência

Tese ou Dissertação (Thesis)

Código do Detentor

isadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S

Site

mtc-m21c.sid.inpe.br (namespace prefix: upn:3Q3U5H8)

Identificador

8JMKD3MGP3W34R/3T9526E

Repositório

Última Atualização

2019:08.01.16.06.21 (UTC) simone

Repositório de Metadados

sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/05.06.15.47.53

Última Atualização dos Metadados

2024:12.26.16.25.51 (UTC) administrator

Chave Secundária

INPE-18206-TDI/2891

Chave de Citação

Resemini:2019:EsCoAe

Título

Estudo do controle aerodinâmico do vetor empuxo em uma tubeira axissimétrica

Título Alternativo

A study of an aerodynamic thrust vectoring control system for an axyssimetric nozzle

Curso

PCP-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR

Ano

2019

Data

2019-04-25

Data de Acesso

15 ago. 2026

Tipo da Tese

Dissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)

Tipo Secundário

TDI

Número de Páginas

163

Número de Arquivos

Tamanho

65440 KiB

2. Contextualização

Autor

Resemini, Daniel

Banca

Costa, Fernando de Souza (presidente/orientador)
Marques, Rodrigo Intini
Gouvêa, Leonardo Henrique

Endereço de e-Mail

danielresemini@hotmail.com

Universidade

Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)

Cidade

São José dos Campos

Acervo Hospedeiro

urlib.net/www/2017/11.22.19.04 upn:3Q3U5H8

Histórico (UTC)

2019-05-06 15:49:23 :: danielresemini@hotmail.com -> pubtc@inpe.br ::
2019-05-17 12:51:42 :: pubtc@inpe.br -> administrator ::
2019-08-01 14:42:57 :: administrator -> pubtc@inpe.br ::
2019-08-08 14:08:00 :: pubtc@inpe.br -> administrator ::
2019-08-15 16:06:22 :: administrator -> simone ::
2019-08-15 16:44:40 :: simone :: -> 2019
2019-08-15 16:44:41 :: simone -> administrator :: 2019
2024-12-26 16:25:51 :: administrator -> :: 2019

3. Conteúdo e estrutura

É a matriz ou uma cópia?

é a matriz

Estágio do Conteúdo

concluido

Transferível

Palavras-Chave

Propulsão de foguete
controle da vetoração de empuxo
Arduino
nitrato de potássio
rocket propulsion
thrust vectoring control
Arduino
potassium nitrate

Resumo

Sistemas de controle do vetor empuxo são essenciais para a colocação de cargas úteis em órbita, aterrissagem e reutilização de foguetes, para alcançar alvos militares entre outros. Este trabalho apresenta um estudo de um sistema de controle do vetor de empuxo para um motor-foguete a propelente sólido, utilizando aerofólios adjacentes à saída da tubeira e componentes comerciais. Apresenta-se uma análise dos componentes e a integração do sistema de controle do vetor de empuxo. O programa de controle e a parte eletrônica basearam-se em uma plataforma Arduino e um filtro de Kalman foi utilizado para a redução do ruído dos dados de entrada provenientes da unidade de medição inercial. Dados experimentais do motor foram obtidos, incluindo pressões de câmara, empuxos e taxas de queima, e foram comparados a valores teóricos obtidos de um modelo simplificado da câmara de combustão. Esses e outros dados levantados dos componentes do sistema de controle e dos testes são utilizados no código de controle. Os resultados indicam a factibilidade de implementação de um sistema de controle do vetor de empuxo eficiente e de baixo custo, a partir de componentes amplamente disponíveis no mercado, para foguetes de aceleração moderada. ABSTRACT: Thrust vector control systems are essential for placing payloads into orbit, landing and re-use of rockets, to reach military targets and other appiications. This work presents a study of a control system of the thrust vector of a rocket motor using a solid propeilant, with airfoiis adjacent to the nozzle outlet and off the sheif components. An analysis is presented of the components and the integration of the thrust vector control system. The control program and the eiectronic part were based on an Arduino piatform and a Kaiman filter was adopted to reduce the noise of the input data from the inertial measurement unit. Experimental motor data were obtained, inciuding chamber pressures, thrust leveis and mass fiow rates, and were compared to theoreticai values obtained from a simpiified combustion chamber modei. These data as weli as other data coiiected from the components of the control and testing systems are used in the control code. The resuits indicate the feasibility of a iow cost off the sheif and efficient thrust vectoring control system for rockets with iow to moderate accelerations.

Área

ETES

Arranjo

urlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > PCP > Estudo do controle...

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4. Condições de acesso e uso

URI dos dados

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Idioma

Arquivo Alvo

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Grupo de Usuários

danielresemini@hotmail.com
gabinete@inpe.br
pubtc@inpe.br

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Permissão de Atualização

não transferida

5. Fontes relacionadas

Repositório Espelho

urlib.net/www/2017/11.22.19.04.03

Unidades Imediatamente Superiores

sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/04.01.22.09

Lista de Itens Citando

sid.inpe.br/mtc-m21d/2024/12.26.16.24 - 71
sid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.22.36 - 58
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/04.07.15.50.13 - 6
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/12.20.14.49 - 2

6. Notas

Campos Vazios

academicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress readergroup resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação

Tipo de Referência

Tese ou Dissertação (Thesis)

Código do Detentor

isadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S

Site

mtc-m21c.sid.inpe.br (namespace prefix: upn:3Q3U5H8)

Identificador

8JMKD3MGP3W34R/3T3EGEB

Repositório

Última Atualização

2019:06.28.16.27.41 (UTC) simone

Repositório de Metadados

sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/04.01.22.09.58

Última Atualização dos Metadados

2024:12.26.16.25.49 (UTC) administrator

Chave Secundária

INPE-18197-TDI/2884

Chave de Citação

Ferreira:2019:OtJaRe

Título

Otimização de jaqueta de refrigeração aplicada a motor foguete a propelente líquido

Título Alternativo

Optimization of cooling jacket applied in liquid propellant rocket engine

Curso

PCP-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR

Ano

2019

Data

2019-04-22

Data de Acesso

15 ago. 2026

Tipo da Tese

Dissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)

Tipo Secundário

TDI

Número de Páginas

173

Número de Arquivos

Tamanho

4453 KiB

2. Contextualização

Autor

Ferreira, Daniel Roberto

Banca

Dourado, Wladimyr Mattos da Costa (presidente/orientador)
Mendonça, Márcio Teixeira de
Sias, Daniel Fraga

Endereço de e-Mail

daniel_rferreira@yahoo.com

Universidade

Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)

Cidade

São José dos Campos

Acervo Hospedeiro

urlib.net/www/2017/11.22.19.04 upn:3Q3U5H8

Histórico (UTC)

2019-04-01 22:11:11 :: danielrf -> pubtc@inpe.br ::
2019-05-17 10:20:31 :: pubtc@inpe.br -> danielrf ::
2019-06-12 16:41:33 :: danielrf -> pubtc@inpe.br ::
2019-06-28 17:43:37 :: pubtc@inpe.br -> administrator ::
2019-07-10 13:42:53 :: administrator -> simone ::
2019-07-10 13:45:53 :: simone :: -> 2019
2019-07-10 13:45:54 :: simone -> administrator :: 2019
2019-07-10 13:46:09 :: administrator -> simone :: 2019
2019-07-10 13:46:28 :: simone -> administrator :: 2019
2024-12-26 16:25:49 :: administrator -> :: 2019

3. Conteúdo e estrutura

É a matriz ou uma cópia?

é a matriz

Estágio do Conteúdo

concluido

Transferível

Palavras-Chave

Refrigeração regenerativa
jaqueta de refrigeração
transferência de calor conjugada
motor foguete a propelente líquido
computational fluid dynamics
regenerative cooling
cooling jacket
conjugated heat transfer
liquid propellant rocket engine
computational fluid dynamics

Resumo

Este trabalho apresenta um estudo sobre otimização de jaquetas de refrigeração típicas de motor foguete a propelente líquido (MFPL). Inicialmente foi escolhida uma geometria como caso padrão e realizado o cálculo semi-empírico. Esta etapa teve como objetivo determinar as condições de contorno de fluxo de calor proveniente da combustão. Posteriormente, a geometria e a malha foram modeladas em software paramétrico e então analisada a transferência de calor conjugada por dinâmica dos fluidos computacional (CFD) através do software OpenFOAM. A partir de uma modelagem por CFD funcional, programou-se o ciclo de otimização. Os parâmetros geométricos da jaqueta de refrigeração foram variados, através de um algoritmo, até se encontrar o ponto ótimo. Os objetivos da otimização foram, diminuir as temperaturas nas paredes e perda de carga, levando-se em consideração os critérios restritivos estruturais e de máxima temperatura do combustível. Os resultados permitiram obter uma jaqueta de refrigeração otimizada e criar uma ferramenta de análise de sistemas de refrigeração aplicados a motores foguetes a propelente líquido. ABSTRACT: This work presents a study of optimization of typical cooling jacket for liquid propellant rocket engine (LPRE). Initially a geometry was chosen as the standard case and the semi-empirical calculation was performed. The purpose of this step was determine the heat flux boundary conditions provide by combustion. Posteriorly, the geometry and mesh were design on parametric software and then analyzed the conjugated heat transfer by computational fluid dynamics (CFD) in OpenFOAM software. From a functional CFD modeling, the optimization cycle was programmed. The geometric parameters of the cooling jacket were varied, through an algorithm, until the optimum point was reached. The objectives of the optimization were reduce the temperatures on the walls and pressure loss, taking into account the structural criteria and the maximum temperature of the fuel. The results allowed to obtain a cooling jacket optimized and a tool of analysis of cooling systems for liquid propellant rocket engine.

Área

COMB

Arranjo

urlib.net > BDMCI > Fonds > Produção pgr ATUAIS > PCP > Otimização de jaqueta...

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4. Condições de acesso e uso

URI dos dados

URL dos dados

http://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP3W34R/3T3EGEB

URL dos dados zipados

http://urlib.net/zip/8JMKD3MGP3W34R/3T3EGEB

Idioma

Arquivo Alvo

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Grupo de Usuários

danielrf
gabinete@inpe.br
pubtc@inpe.br

Visibilidade

shown

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Permissão de Leitura

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Permissão de Atualização

não transferida

5. Fontes relacionadas

Repositório Espelho

urlib.net/www/2017/11.22.19.04.03

Unidades Imediatamente Superiores

sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/03.08.17.13

Lista de Itens Citando

sid.inpe.br/mtc-m21d/2024/12.26.16.24 - 81
sid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.22.36 - 66
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/04.07.15.50.13 - 5

6. Notas

Campos Vazios

academicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype copyholder creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format group isbn issn label lineage mark nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress readergroup resumeid rightsholder schedulinginformation secondarydate secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype

1. Identificação

Tipo de Referência

Tese ou Dissertação (Thesis)

Código do Detentor

isadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S

Site

mtc-m21c.sid.inpe.br (namespace prefix: upn:3Q3U5H8)

Identificador

8JMKD3MGP3W34R/3SSG9KH

Repositório

Última Atualização

2019:06.19.16.23.11 (UTC) simone

Repositório de Metadados

sid.inpe.br/mtc-m21c/2019/03.08.17.13.49

Última Atualização dos Metadados

2024:12.26.16.25.47 (UTC) administrator

Chave Secundária

INPE-18190-TDI/2877

Chave de Citação

Fischer:2019:AtGéIn

Título

Atomização de géis por injetores centrífugos e jato-centrífugos para aplicações em propulsão de foguetes

Título Alternativo

Atomization of gels by pressure swirl and jet-swirl injectors for rocket propulsion applications

Curso

PCP-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR

Ano

2019

Data

2019-03-25

Data de Acesso

15 ago. 2026

Tipo da Tese

Tese (Doutorado em Combustão e Propulsão)

Tipo Secundário

TDI

Número de Páginas

506

Número de Arquivos

Tamanho

7273 KiB

2. Contextualização

Autor

Fischer, Gustavo Alexandre Achilles

Banca

Costa, Fernando de Souza (presidente/orientador)
Savonov, Roman Ivanovitch
Mendonça, Márcio Teixeira de
Marques, Rodrigo Intini
Lacava, Pedro Teixeira
Rodriguez, Christian Jeremi Coronado

Endereço de e-Mail

gustavo_fischerman@msn.com

Universidade

Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)

Cidade

São José dos Campos

Acervo Hospedeiro

urlib.net/www/2017/11.22.19.04 upn:3Q3U5H8

Histórico (UTC)

2019-03-08 17:46:25 :: gustavo_fischerman@msn.com -> pubtc@inpe.br ::
2019-03-14 10:24:57 :: pubtc@inpe.br -> gustavo_fischerman@msn.com ::
2019-06-04 19:07:06 :: gustavo_fischerman@msn.com -> pubtc@inpe.br ::
2019-06-05 13:47:34 :: pubtc@inpe.br -> administrator ::
2019-06-19 16:05:40 :: administrator -> pubtc@inpe.br ::
2019-06-19 17:04:32 :: pubtc@inpe.br -> administrator ::
2019-07-08 10:27:05 :: administrator -> simone ::
2019-07-08 10:30:15 :: simone :: -> 2019
2019-07-08 10:30:16 :: simone -> administrator :: 2019
2024-12-26 16:25:47 :: administrator -> :: 2019

3. Conteúdo e estrutura

É a matriz ou uma cópia?

é a matriz

Estágio do Conteúdo

concluido

Transferível

Palavras-Chave

Injetores centrífugos
injetores jato-centrífugos
propelentes gelificados
pressure swirl injectors
jet-swirl injectors
gelled propellants

Resumo

Esse trabalho apresenta uma investigação teórico-experimental da atomização de propelentes gelificados por meio de injetores centrífugos duais e jatocentrífugos duais, visando aplicações em propulsão de foguetes. Esses injetores proporcionam atomização e mistura eficientes dos propelentes líquidos, além de permitirem o ajuste do ângulo de cone do spray para uma dada queda de pressão ou vazão, reduzindo as dimensões da câmara de combustão. Inicialmente é feita uma descrição da utilização dos géis como propelentes em motores-foguete e apresentada uma revisão da reologia dos fluidos newtonianos e não newtonianos. Em seguida são apresentadas as teorias de Abramovich e Klyachko, para análise do escoamento interno e o projeto dos injetores centrífugos duais, e a abordagem de Bayvel e Orzechowski com a teoria de Klyachko, para análise do escoamento interno e o projeto de injetores jato-centrífugo duais. A partir do estudo da reologia e da teoria de injetores centrífugos e jato-centrífugos, um modelo teórico é proposto para o coeficiente de atrito em injetores centrífugos e jato-centrífugos com base na equação do coeficiente de atrito de Darcy. Em seguida, são apresentados os projetos dos injetores seguindo os procedimentos de cálculos propostos e considerando o novo modelo teórico, para uso em propulsores bipropelentes empregando etanol líquido ou etanol gelificado (C2H5O) 95% m/m como combustível e peróxido de hidrogênio (H2O2) 90% m/m como oxidante. As características de atomização dos injetores construídos foram estudadas usando água, etanol e etanol gelificado 72o INPM como fluidos de teste. Os coeficientes de descarga, os diâmetros representativos de gotas, as distribuições dos tamanhos de gotas, as uniformidades das distribuições de massa, os ângulos de cone dos sprays e as vazões mássicas dos propelentes foram determinados para diferentes pressões de injeção. Verifica-se que o etanol gelificado requer pressões significativamente maiores para ser atomizado do que o etanol líquido, devido à sua maior viscosidade. Os coeficientes de descarga para etanol gelificado são maiores que o etanol líquido e aumentam ligeiramente com o aumento da pressão de injeção. Observa-se que a formação dos padrões de pulverização para etanol gelificado é significativamente diferente daquela do etanol líquido, mudando de um cone oco largo para um cone oco estreito com o aumento da pressão. Com base no desempenho dos injetores investigados foi apresentado um estudo inicial de um cabeçote de injeção visando a utilização de etanol gelificado e peróxido de hidrogênio líquido em um propulsor bipropelente de baixo empuxo. ABSTRACT: This work presents a theoretical-experimental investigation of the atomization of gelled propellants through dual pressure swirl injectors and dual jet-swirl injectors for applications in rocket propulsion. These injectors provide efficient atomization and mixing of the liquid propellants. They also allow adjustment of the spray cone angle for a given pressure drop or flow rate, reducing the dimensions of the combustion chamber. Initially a description of the use of gels as propellants in rocket engines is presented and a revision of rheology of Newtonian and non-Newtonian fluids is presented. Then the theories of Abramovich and Klyachko, for analysis of the internal flow and the design of the dual pressure swirl injectors, and the approach of Bayvel and Orzechowski with the Klyachko's theory, for internal flow analysis and the design of dual jet-swirl injectors. From the study of rheology and the theory of pressure swirl injectors and jet-swirl injectors, a theoretical model is proposed for the coefficient of friction in these injectors based on the Darcys coefficient of friction. Next, the injector designs are presented following the proposed calculation procedures and considering the new theoretical model, for use in bipropellant thrusters using 95% m/m liquid or gelled ethanol (C2H5O) as fuel and 90% m/m hydrogen peroxide (H2O2) as the oxidant. The atomization characteristics of the manufactured injectors were studied using water, ethanol and 72o INPM gelled ethanol as test fluids. Discharge coefficients, representative droplet diameters, droplet size distributions, mass distributions uniformities, spray cone angles and mass flow rates of the propellants were determined at different injection pressures. It is found that gelled ethanol requires significantly higher pressures to be atomized than liquid ethanol because of its higher viscosity. The discharge coefficients for gelled ethanol are higher than liquid ethanol and increase slightly with increasing injection pressure. It is noted that the formation of spray patterns for gelled ethanol is significantly different from that of liquid ethanol, changing from a wide hollow cone to a narrow hollow cone with increasing pressure. Based on the performance of the investigated injectors, an initial study of an injection plate was presented aiming the use of gelled ethanol and liquid hydrogen peroxide in a low thrust bipropellant rocket.

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6. Notas

Campos Vazios

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1. Identificação

Tipo de Referência

Tese ou Dissertação (Thesis)

Código do Detentor

isadg
BR SPINPE
ibi
8JMKD3MGPCW/3DT298S

Site

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Identificador

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Chave Secundária

INPE-18162-TDI/2850

Chave de Citação

Fernandes:2019:InCeCa

Título

Instabilidade centrífuga em camada limite com gradiente de pressão

Título Alternativo

Boundary layer centrifugal instability with pressure gradient

Curso

PCP-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR

Ano

2019

Data

2019-02-25

Data de Acesso

15 ago. 2026

Tipo da Tese

Tese (Doutorado em Combustão e Propulsão)

Tipo Secundário

TDI

Número de Páginas

Número de Arquivos

Tamanho

4173 KiB

2. Contextualização

Autor

Fernandes, Leandro Marochio

Banca

Mendonça, Márcio Teixeira de (presidente/orientador)
Savonov, Roman Ivanovitch
Dourado, Wladimyr Mattos da Costa
Rogenski, Josuel Kruppa
Malatesta, Vinicius

Endereço de e-Mail

ando.fernandes@gmail.com

Universidade

Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)

Cidade

São José dos Campos

Acervo Hospedeiro

urlib.net/www/2017/11.22.19.04 upn:3Q3U5H8

Histórico (UTC)

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Palavras-Chave

vórtices de Görtler
camada limite
gradiente de pressão
simulação numérica
Görtler vortices
bondary layer
pressure gradient
numerical simulation

Resumo

Camadas limite sobre superfícies côncavas podem se tornar instáveis devido à instabilidade centrífuga que se manifesta como vórtices contra-rotativos estacionários na direção do escoamento. O mecanismo de instabilidade centrífuga em camadas limite foi extensivamente estudado e há um grande número de publicações abordando diferentes aspectos deste problema. Os resultados sobre o efeito do gradiente de pressão mostram que gradientes favoráveis são estabilizantes e por sua vez os adversos aumentam a instabilidade. O objetivo da presente investigação é complementar esses trabalhos, olhando particularmente para o efeito do gradiente de pressão no diagrama de estabilidade e na determinação do comprimento de onda transversal que corresponde ao crescimento mais rápido de um vórtice. O presente estudo baseia-se na teoria de estabilidade linear clássica, onde a aproximação da camada limite paralela é assumida. Assim sendo, os resultados são válidos para os números de Görtler acima de 7, o limite inferior onde o modo de análise de estabilidade linear local foi identificado na literatura como válida. Para o escoamento base dado pela solução de Falkner-Skan, as equações de estabilidade linear são resolvidas por um método de chute inicial onde os autovalores são o número de Görtler, o número de onda transversal e a taxa de amplificação. Os resultados mostram estabilização devido ao gradiente de pressão favorável com as curvas de taxas de amplificação constantes deslocadas para números de Görtler mais altos e o efeito oposto para gradiente de pressão adverso. Além disso, também é apresentado o modo de crescimento mais rápido de um vórtice dado um comprimento: ABSTRACT: Boundary layers over concave surfaces may become unstable due to centrifugal instability that manifests itself as stationary streamwise counter rotating vortices. The centrifugal instability mechanism in boundary layers have been extensively studied and there is a large number of publications addressing different aspects of this problem. The results on the effect of pressure gradient show that favorable pressure gradients are stabilizing and adverse pressure gradient enhances the instability. The objective of the present investigation is to complement those works, looking particularly at the effect of pressure gradient on the stability diagram and on the determination of the spanwise wave number corresponding to the fastest growth. The present study is based on the classic linear stability theory, where the parallel boundary layer approximation is assumed. Therefore, results are valid for Görtler numbers above 7, the lower limit where local mode linear stability analysis was identified in the literature as valid. For the base flow given by the Falkner-Skan solution, the linear stability equations are solved by a shooting method where the eigenvalues are the Görtler number, the spanwise wavenumber and the growth rate. The results show stabilization due to favorable pressure gradient as the constant amplification rate curves are displaced to higher Görtler numbers and the opposite effect for adverse pressure gradient. Results previously unavailable in the literature identifying the fastest growing mode spanwise wavelength for a range of Falkner-Skan acceleration parameters are presented.

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Repositório Espelho

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Unidades Imediatamente Superiores

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Lista de Itens Citando

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sid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.22.36 - 62
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/04.07.15.50.13 - 6

6. Notas

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1. Identificação

Tipo de Referência

Tese ou Dissertação (Thesis)

Código do Detentor

isadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S

Site

mtc-m16c.sid.inpe.br (namespace prefix: upn:32NSFRP)

Identificador

8JMKD3MGPDW34P/3T9DLF5

Repositório

Última Atualização

2020:11.06.20.03.40 (UTC) simone

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Última Atualização dos Metadados

2024:12.26.16.24.58 (UTC) administrator

Chave Secundária

INPE-18196-TDI/2883

Chave de Citação

Soares:2019:CaVáBa

Título

Caracterização em vácuo de uma balança de impulso com amortecedor magnético para testes de propulsores elétricos

Título Alternativo

Characterization of an impulsive thrust-stand in a vacuum environment with a magnetic damper for electric propulsion tests

Curso

PCP-ETES-SESPG-INPE-MCTIC-GOV-BR

Ano

2019

Data

2019-05-16

Data de Acesso

15 ago. 2026

Tipo da Tese

Dissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)

Tipo Secundário

TDI

Número de Páginas

173

Número de Arquivos

Tamanho

15091 KiB

2. Contextualização

Autor

Soares, Diogo Leon Oliveira

Banca

Marques, Rodrigo Intini (presidente/orientador)
Costa, Fernando de Souza
Sandonato, Gilberto Marrega

Endereço de e-Mail

oliveirasoaresd@gmail.com

Universidade

Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)

Cidade

São José dos Campos

Acervo Hospedeiro

sid.inpe.br/mtc-m18@80/2008/03.17.15.17 upn:32NSFRP

Histórico (UTC)

2019-05-08 15:14:42 :: oliveirasoaresd@gmail.com -> pubtc@inpe.br ::
2019-05-17 18:52:16 :: pubtc@inpe.br -> oliveirasoaresd@gmail.com ::
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Palavras-Chave

Medição de empuxo
propulsão elétrica
propulsores de plasma
amortecimento magnético
vácuo
thrust measurement
electric propulsion
plasma engines
magnetic damping
vacuum

Resumo

Balanças de impulso são utilizadas na avaliação de impulso de sistemas propulsivos. Esta dissertação apresenta resultados da caracterização dinâmica em vácuo de uma balança de impulso para medições entre 14 μNs e 79 μNs. A balança de impulso é baseada no conceito de balança de torção e tem por objetivo ser utilizada para testes de propulsores elétricos. Para a utilização em vácuo, foi feita a recalibração dos eletrodos, que são utilizados como um simulador de propulsor através da geração de um sinal elétrico com duração média de 200 ms e impulso médio de 31, 0±1, 6 μNs. Um gerador de sinais é utilizado para enviar um sinal elétrico em forma de pulso aos eletrodos. Para que a tensão entre os eletrodos fosse adequada, da ordem de 250 V , foi montado um circuito de amplificação, que mostrou uma boa repetibilidade durante os experimentos. O espectro de frequência de oscilação das bombas mecânicas, criogênica e os demais equipamentos foi analisado. Um amortecedor magnético foi desenvolvido com a finalidade de amortecer mais rapidamente a oscilação da balança. São fornecidas as curvas de temperatura, razão de amortecimento, força máxima de amortecimento em função da corrente elétrica e o perfil de amortecimento ao longo do tempo. O campo magnético axial em função da corrente elétrica utilizada no amortecedor magnético também foi obtido. Foi feita uma análise dinâmica que tornou possível determinar a função de transferência de todo sistema. A resposta dinâmica da função de transferência é comparada com a resposta dinâmica da curva interpolada dos dados originais e também com os dados originais. ABSTRACT: Impulsive thrust-stands are employed to assess the impulse of propulsion systems. This work reports the results of the vacuum dynamical characterization of an impulsive thrust-stand for measurements in the range of 14 μNs up to 79 μNs. The impulsive thrust-stand is based on a torsion balance and will be used for experiments of electric thrusters. A recalibration of the electrodes is performed and the electrodes are used as a thruster simulator by means of an electrical signal with a mean duration of 200 ms and a mean impulse of 31, 0 ± 1, 6 μNs. A signal generator is employed in order to send a pulsed form electrical signal to the electrodes. An electric amplifier circuit was designed in order to have an electric potential of approximately 250 V between the electrodes and showed good repeatability during the experiments. The spectrum analysis of oscillation of the mechanical pumps, cryogenic pump and the other devices was performed. A magnetic damper was built to damp quickly the thrust-stand oscillation. Charts of temperature, damping ratio and the maximum damping force are provided as a function of electrical current. The chart of damping force as a function of time is also obtained. The axial magnetic field is also provided as a function of the electrical current. A dynamical analysis was performed and the transfer function of the system computed. The dynamical response of the transfer function was compared with the dynamical response of the fitting curve and compared with the original signal.

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