Use este identificador para citar ou linkar para este item:
http://repositorio.utfpr.edu.br/jspui/handle/1/33715| Título: | Validação de metodologia numérica para auxílio em projetos de motores foguete |
| Título(s) alternativo(s): | Validation of numerical methodology to assist in rocket engine projects |
| Autor(es): | Castro, Vinicius Damasceno Vasconcelos de |
| Orientador(es): | Gomes, Francisco Augusto Aparecido |
| Palavras-chave: | Veículos espaciais - Sistemas de propulsão Motores de foguetes Foguetes (Aeronáutica) Space vehicles - Propulsion systems Rocket engines Rockets (Aeronautics) |
| Data do documento: | 1-Dez-2023 |
| Editor: | Universidade Tecnológica Federal do Paraná |
| Câmpus: | Pato Branco |
| Citação: | CASTRO, Vinicius Damasceno Vasconcelos de. Validação de metodologia numérica para auxílio em projetos de motores foguete. 2023. Trabalho de Conclusão de Curso (Bacharelado em Engenharia Mecânica) - Universidade Tecnológica Federal do Paraná, Pato Branco, 2023. |
| Resumo: | O objetivo deste trabalho de conclusão de curso é desenvolver um algorítmo capaz de simular numericamente o campo de escoamento compressível de um motor foguete de pequeno porte sem reação química com ênfase na região convergente-divergente através do programa OpenFOAM. O escoamento interno de uma tubeira permite o fluido acelerar de velocidades subsônicas a velocidades supersônicas, regime em que o código numérico “rhoCentralFoam”, aqui empregado, é capaz de lidar para diversos números de Mach, onde a descritização do termo convectivo ocorre mediante esquemas “Central-Upwind” de Kurganov e Tadmor. Através de um caso geral disponível no site da NASA de um bocal convergente-divergente com o objetivo explícito de validar códigos em CFD, foi possível realizar testes de comprovação com três escoamentos diferentes, onde a pressão na câmara de combustão é fixa e varia-se a pressão na saída. Para tal, se faz necessário a discretização espacial, realizada por meio do programa Salome-Meca, para dividir o espaço onde haverá o escoamento em subdmínios simples, neste caso, empregam-se malhas estruturadas, cuja topologia é composta de quadriláteros onde cada elemento tem sempre o mesmo número de elementos vizinhos. Após a simulação, foi possível confrontar os resultados com os dados analíticos fornecidos que mostraram aproximação satisfatória, embora possua divergências em alguns pontos com ondas de choque. Em seguida, para realizar a simulação de um motor foguete de pequeno porte que mais se aproxima das condições reais, o programa PROPEP é utilizado para encontrar as características termofísicas do propelente KNSU assim como, obter a equação estequiométrica da combustão. Obteve-se um empuxo de 67,58 N com apenas 8,54% de afastamento dos testes experimentais desenvolvidos e um regime subsônico de (Mach = 0,089) a supersônico (Mach = 3,276), demonstrando a capacidade do código em simular regimes em uma ampla faixa de velocidades. |
| Abstract: | The goals of this work aim to develop a numeric simulation of a compressible flow field in a rocket engine chamber and exit nozzle without chemical reaction with emphasis on studying the convergent-divergent using OpenFOAM software. The nozzle intern field allows the fluid to accelerate from subsonic speeds to supersonic speeds, a regime in which the “rhoCentralFoam” numerical code, used in the present work, is capable of dealing with different Mach numbers, where the discretization of the convective term occurs through “ Central-Upwind” by Kurganov and Tadmor. Through a general case available on the NASA website of a convergent-divergent nozzle, with the explicit objective of validating CFD codes, it was possible to carry out verification tests with three different flows, where the pressure in the combustion chamber is fixed and varies the pressure at the outlet. For this purpose, spatial discretization is necessary, carried out using the Salome-Meca program, in this case, structured meshes were employed, whose topology is composed of quadrilaterals in each element has always the same number of neighboring elements. After the simulation, it was possible to compare the results with the analytical data provided, which showed a satisfactory approximation, although there were divergences in some points with shock waves. Then, to perform the simulation of a small rocket engine that comes closest to real conditions, the PROPEP program is used to find the thermophysical characteristics of the KNSU propellant as well as obtain the stoichiometric combustion equation. A thrust of 67.58 N was obtained with only 8.54% of difference from the experimental tests developed from a subsonic regime (Mach = 0.089) to supersonic (Mach = 3.276), proving the code’s ability to simulate regimes in a wide range of speeds. |
| URI: | http://repositorio.utfpr.edu.br/jspui/handle/1/33715 |
| Aparece nas coleções: | PB - Engenharia Mecânica |
Arquivos associados a este item:
| Arquivo | Descrição | Tamanho | Formato | |
|---|---|---|---|---|
| validacaoauxiliomotoresfoguete.pdf | 2,93 MB | Adobe PDF |  Visualizar/Abrir |
Este item está licenciada sob uma Licença Creative Commons
