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Metadados

1. Identificação
Tipo de ReferênciaTese ou Dissertação (Thesis)
Sitemtc-m16.sid.inpe.br
Código do Detentorisadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S
Identificador6qtX3pFwXQZ3P8SECKy/C537n
Repositóriosid.inpe.br/jeferson/2004/05.06.13.56
Última Atualização2023:04.24.17.56.27 (UTC) simone
Repositório de Metadadossid.inpe.br/jeferson/2004/05.06.13.56.56
Última Atualização dos Metadados2023:04.28.18.33.15 (UTC) simone
Chave SecundáriaINPE-11599-TDI/963
Chave de CitaçãoSalvador:2004:MoMaCâ
TítuloModelo matemático de câmaras de combustão bipropelentes
Título AlternativoMathematical model of bipropellant combustion chambers
CursoPCP-SPG-INPE-MCT-BR
Ano2004
Data Secundária2004-02-26
Data2004-03-01
Data de Acesso04 jun. 2024
Tipo da TeseDissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)
Tipo SecundárioTDI
Número de Páginas213
Número de Arquivos2
Tamanho1470 KiB
2. Contextualização
AutorSalvador, César Addis Valverde
GrupoPCP-SPG-INPE-MCT-BR
BancaBastos Netto, Demétrio (presidente)
Costa, Fernando de Souza (orientador)
Carvalho Júnior, João Andrade de
Veras, Carlos Alberto Gurgel
Travelho, Jerônimo dos Santos
Sielawa, Jerzy Tadeusz
Endereço de e-Mailvalverde@ufsm.br
UniversidadeInstituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
CidadeSão José dos Campos
Histórico (UTC)2005-01-13 16:00:52 :: jefferson -> jeferson ::
2005-01-13 16:06:50 :: jeferson -> jefferson ::
2005-07-04 18:28:10 :: jefferson -> administrator ::
2019-03-15 14:11:19 :: administrator -> sergio :: 2004
2023-04-24 17:34:52 :: sergio -> simone :: 2004
2023-04-28 18:33:15 :: simone -> :: 2004
3. Conteúdo e estrutura
É a matriz ou uma cópia?é a matriz
Estágio do Conteúdoconcluido
Transferível1
Palavras-Chavepropulsão
combustão
câmara de combustão
hidrazinas
motor de foguete
combustível líquido
modelos matemáticos
propulsion
combustion
combustion chamber
hydrazines
rocket engines
liquid fuels
mathematical models
ResumoDesenvolveu-se um modelo matemático unidimensional de uma câmara de combustão de foguete utilizando propelentes líquidos. O processo de combustão é controlado pela vaporização das gotas, uma vez que as taxas de mistura e de reação na fase gasosa são consideradas rápidas em comparação às taxas de vaporização dos propelentes. Considerou-se uma distribuição de gotas não uniforme na entrada, pré-aquecimento das gotas, perdas de calor por convecção e por radiação do gás para as paredes e para as gotas, gotas e gás com diferentes velocidades e o efeito da deformação sobre o arrasto das gotas. Analisou-se a influência da pressão, da temperatura, da razão de equivalência, do número de parcelas de gotas na entrada e dos parâmetros de Rosin-Rammler sobre a distância de vaporização completa. Verificou-se que a troca de calor por radiação para as gotas é muito pequena comparada com a troca por convecção, enquanto as perdas de calor por radiação dos gases quentes para as paredes são significativas. A distância de vaporização e a temperatura da parede externa próxima ao injetor foram calculadas e comparadas aos dados experimentais obtidos de um propulsor de 200 N utilizando MMH e N2O4. Foram analisados e comparados os desempenhos dos sistemas bipropelentes N2H4/N2O4, MMH/N2O4 e UDMH/N2O4 e dos sistemas multipropelentes N2H4-MMH/N2O4 e N2H4-UDMH/N2O4. ABSTRACT: A mathematical model of the combustion chamber of a liquid propellant rocket was developed. The combustion process is assumed to be one-dimensional and controlled by the vaporization of the droplets, since the rates of mixture and reaction in the gaseous phase are fast in comparison to the vaporization rates of the propellants. It was considered a non uniform distribution of droplets at the entrance, the preheating and thermal expansion of the droplets, the heat losses by convection and radiation from the hot gases to the walls and to the droplets, the gas-droplet relative velocity and the effects of droplet deformation on drag. The effects of pressure, temperature, equivalence ratio, number of groups of drops at the entrance and of the Rosin-Rammler parameters on the distance for complete vaporization were analysed. It was found that the radiation heat losses to the droplets are not significant compared to the convection losses, while the radiation losses to the chamber walls are significant. The vaporization distance and external wall temperature close to the injector were calculated and compared to experimental data from a 200 N thruster. The performance of bipropellant systems N2H4/N2O4, MMH/N2O4 and UDMH/N2O4 and multipropellant systems N2H4-MMH/N2O4 and N2H4-UDMH/N2O4 were analysed and compared.
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Detentor dos Direitosoriginalauthor yes
Detentor da CópiaSID/SCD
Permissão de Leituraallow from all
Permissão de Atualizaçãonão transferida
5. Fontes relacionadas
Unidades Imediatamente Superiores8JMKD3MGPCW/3F35D8B
Lista de Itens Citandosid.inpe.br/bibdigital/2013/10.14.22.36 3
sid.inpe.br/bibdigital@80/2006/04.07.15.50.13 1
Acervo Hospedeirosid.inpe.br/banon/2003/08.15.17.40
6. Notas
Campos Vaziosacademicdepartment affiliation archivingpolicy archivist callnumber contenttype creatorhistory descriptionlevel dissemination doi electronicmailaddress format isbn issn label lineage mark mirrorrepository nextedition notes number orcid parameterlist parentrepositories previousedition previouslowerunit progress readergroup resumeid schedulinginformation secondarymark session shorttitle sponsor subject tertiarymark tertiarytype url versiontype


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