@PhDThesis{Vasquez:2017:PrHíCo,
               author = "Vasquez, Roger Apaza",
                title = "Propulsor h{\'{\i}}brido compacto de queima dual e 
                         inje{\c{c}}{\~a}o vortical usando parafina e {\'o}xido 
                         nitroso",
               school = "Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)",
                 year = "2017",
              address = "S{\~a}o Jos{\'e} dos Campos",
                month = "2017-05-30",
             keywords = "propuls{\~a}o h{\'{\i}}brida, parafina, {\'o}xido nitroso, 
                         hybrid propulsion, paraffin, nitrous oxide.",
             abstract = "A tecnologia de propulsores h{\'{\i}}bridos {\'e} considerada 
                         uma das mais promissoras no campo da propuls{\~a}o espacial 
                         devido {\`a}s suas caracter{\'{\i}}sticas de seguran{\c{c}}a, 
                         flexibilidade operacional, armazenabilidade, baixo custo e 
                         possibilidade de reigni{\c{c}}{\~a}o. No entanto, propelentes 
                         h{\'{\i}}bridos apresentam taxas de regress{\~a}o do gr{\~a}o 
                         propelente relativamente baixas e o empuxo fornecido pode variar 
                         significativamente durante a queima. O presente trabalho 
                         concentra-se no estudo do comportamento e no desenvolvimento de um 
                         propulsor h{\'{\i}}brido compacto de queima dual e de 
                         inje{\c{c}}{\~a}o vortical. Este sistema {\'e} caracterizado 
                         por uma geometria com uma rela{\c{c}}{\~a}o 
                         comprimento/di{\^a}metro (L/D) menor que 1. Dois gr{\~a}os de 
                         combust{\'{\i}}vel em forma de disco limitam o volume da 
                         c{\^a}mara de combust{\~a}o e ambos apresentam um canal central. 
                         Um canal {\'e} utilizado para posicionar o bico do sistema de 
                         igni{\c{c}}{\~a}o, enquanto o outro canal permite o escoamento 
                         de gases quentes para a sa{\'{\i}}da da tubeira. O oxidante 
                         {\'e} injetado tangencialmente gerando um v{\'o}rtice dentro da 
                         c{\^a}mara de combust{\~a}o. Os testes foram realizados com cera 
                         de parafina dopada com negro de fumo e {\'o}xido nitroso gasoso, 
                         como combust{\'{\i}}vel e oxidante, respectivamente. Essa 
                         configura{\c{c}}{\~a}o proporciona uma uma {\'a}rea de queima 
                         do combust{\'{\i}}vel constante e um incremento da taxa de 
                         regress{\~a}o em rela{\c{c}}{\~a}o aos propulsores 
                         h{\'{\i}}bridos convencionais, permitindo um melhor desempenho 
                         propulsivo e menor varia{\c{c}}{\~a}o do empuxo. A taxa de 
                         regress{\~a}o experimental foi ajustada pela curva r = 1,5 × 
                         10\$^{\−4}\$ G\$^{0,7339}\$ox m/s, mostrando que o 
                         escoamento vortical gerado aproximadamente dobra a taxa de 
                         regress{\~a}o da parafina com {\'o}xido nitroso obtida em um 
                         propulsor h{\'{\i}}brido convencional. ABSTRACT: Hybrid 
                         propellant technology is considered one of the most promising in 
                         the field of space propulsion due to its safety features, 
                         operational flexibility, storability, low cost and possibility of 
                         reignition. However, hybrid propellants present relatively low 
                         grain regression rates and the thrust provided can vary 
                         significantly during firing. The present work focuses on the study 
                         of the behavior and the development of a compact hybrid thruster 
                         of dual firing and vortical injection. This system is 
                         characterized by a geometry with length / diameter (L / D) ratio 
                         less than 1. Two disc-shaped fuel grains limit the volume of the 
                         combustion chamber and both feature a central channel. One of them 
                         is used to position the nozzle of the ignition system, while the 
                         other channel allows the flow of hot gases to the nozzle exit. The 
                         oxidant is injected tangentially into a vortex within the 
                         combustion chamber. The tests were carried out with paraffin wax 
                         doped with carbon black and gaseous nitrous oxide, as fuel and 
                         oxidant, respectively. This configuration allows a constant fuel 
                         burn area and an increase of the regression rate relative to 
                         conventional hybrid thrusters during engine operation allowing 
                         better propulsive performance and less thrust variation. The 
                         experimental regression rate was adjusted by the curve r = 1,5 × 
                         10\$^{\−4}\$ G\$^{0,7339}\$ox m/s, showing that the 
                         generated vortical flow approximately doubled the regression rate 
                         of paraffin with nitrous oxide obtained in a conventional hybrid 
                         thruster.",
            committee = "Costa, Fernando de Souza (presidente/orientador) and Marques, 
                         Rodrigo Intini and Soares Neto, Turibio Gomes and Lacava, Pedro 
                         Teixeira and Martins, Cristiane Aparecida",
         englishtitle = "Compact hybrid thruster of dual firing and vortical injection 
                         using paraffin and nitrous oxide",
             language = "pt",
                pages = "157",
                  ibi = "8JMKD3MGP3W34P/3NU527P",
                  url = "http://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP3W34P/3NU527P",
           targetfile = "publicacao.pdf",
        urlaccessdate = "27 abr. 2024"
}