Avaliação do efeito da geometria da seção convergente em tubeiras de motor-foguete

Abstract

Resumo: Motores-foguete são propulsores com alta taxa de consumo de propelentes. Em veículos lançadores o peso de propelente fica geralmente na faixa de 80% a 90% de seu peso total. Aumentar a carga útil significa a necessidade de mais propelente, mais estrutura, e maior peso do veículo. Essa restrição justifica trabalhos para melhorar o desempenho do motor-foguete, sendo uma vertente deles o desenvolvimento de tubeiras mais eficientes. A literatura é extensa nas formas de obter um perfil divergente da tubeira que gere empuxo máximo, ou ainda a avaliação da influência do raio de curvatura da garganta, entre outros, porém poucos são os trabalhos que analisam o efeito da seção convergente na geração de empuxo. Neste trabalho é feita uma avaliação numérica da influência da seção convergente sobre o coeficiente de empuxo, o impulso específico, e o coeficiente de descarga de uma tubeira operando no vácuo. Para validação da solução numérica são utilizadas duas tubeiras cujos resultados experimentais estão disponíveis na literatura. As geometrias do convergente testadas são de tubeiras que têm os mesmos raios de garganta e de curvatura da garganta na região do divergente, além do mesmo comprimento do divergente e mesmas razões de áreas, tanto na entrada quanto na saída da tubeira. O fluido utilizado é o ar, modelado como gás termicamente perfeito, mas caloricamente imperfeito. O modelo físico considera a solução das equações de Euler com paredes adiabáticas. O perfil é axissimétrico em coordenadas generalizadas e a malha gerada na discretização é estruturada. O método dos volumes finitos é usado para discretização das equações que representam o fenômeno. A aproximação para termos advectivos é de primeira ordem e de segunda ordem para os termos difusivos e de pressão. O regime é permanente. As soluções numéricas mostram que a geometria do convergente pode variar em até 2,5% os coeficientes de empuxo e de descarga, com pouca variação do impulso específico. O raio de curvatura na garganta na parte do convergente é o fator de maior impacto no empuxo, seguido da inclinação do convergente. Já o raio de curvatura na transição da câmara de combustão/plenum para o convergente tem efeito pouco significativo.

Abstract: Rocket engines are propellers with high consumption rates of propellants. In launch vehicle the weight of propellant is generally in the range of 80% to 90% of its total weight. Heavy payloads require more propellant mass which means more structure and larger total vehicle weight. This motivates researches to improve the performance of rocket engines, and the development of high performance nozzles. The literature is extensive on methods to obtain divergent nozzle profile to generate maximum thrust, or the evaluation of the influence of the radius of curvature at the throat, among others. However there are relatively few studies about the effect of the convergent section of a nozzle to generate high thrust. This work numerically evaluates the influence of the convergent section on the coefficient of thrust, specific impulse, and the discharge coefficient of nozzle operating in a vacuum. Two nozzles are used to validate the numerical solution, which experimental results are available in the literature. The geometry of the convergent tested are part of nozzles who have the same throat radius and radius of curvature at the throat in the divergent region, same divergent section length and same area ratio at the inlet and at outlet of the nozzle. The fluid used is air, modeled as thermally perfect, but calorically imperfect. The physical model considers the solution of the Euler equations and adiabatic walls. The profile is axisymmetric in generalized coordinates and the mesh generated in the discretization is structured. The finite volume method is used for discretization of the equations that represent the phenomenon. The approach to convective terms is first order and second order for the diffusive terms and pressure. The regime is steady. The numerical solutions show that the geometry of the convergent may vary by up to 2.5% coefficients of thrust and discharge, with little variation in specific impulse. The radius of curvature at the throat of the convergent is the biggest factor in thrust, followed by the slope of the convergent. The radius of curvature at the transition from the combustion chamber / plenum to convergent has little significant effect.