Simulação numérica da radiação térmica em cavidades e motores foguete

Abstract

Resumo: Estimar apropriadamente o fluxo de calor transferido para as paredes internas de um motor foguete é de fundamental importância na fase de projeto. Mesmo depois de construídos, os motores são testados para garantir o desempenho durante a operação. A transferência de calor do escoamento de gases quentes para suas paredes internas é modelada como tendo duas contribuições principais: uma devida à convecção e outra menor, porém importante, devida à radiação térmica. Neste trabalho, um programa de cálculo da transferência de calor por radiação foi concebido e adicionado ao código numérico já existente Mach2D 6.2, que resolve o escoamento dos gases no interior da câmara de empuxo. Tal programa foi acoplado ao Mach2D como módulo adicional, escrito em linguagem FORTRAN 95, e permite ao usuário incluir ou não os efeitos radiativos nas entradas de dados do programa principal. O método utilizado na avaliação da transferência de calor por radiação foi o Método da Transferência Discreta. Para a construção desse código considerou-se que não ocorre espalhamento da radiação e as paredes são difusas e cinza. O coeficiente de absorção foi modelado como constante ou função da pressão. Para validar o código numérico da radiação foram estudados três problemas bidimensionais axissimétricos cujas soluções são conhecidas. Desta forma possíveis erros de programação foram isolados e corrigidos, sendo feita a adaptação do módulo ao Mach2D com a mínima quantidade de interfaces, formando a versão 6.3 do Mach2D. Com esta nova versão, dois problemas envolvendo motores foguete foram estudados, um teórico e outro real. O motor teórico possui uma solução de referência disponível em um relatório técnico, portanto a comparação com os resultados obtidos com o Mach2d 6.3 foi possível. A solução encontrada mostrou concordância com a referência, mas diferenças foram observadas. Tais diferenças foram atribuídas aos diferentes modelos físicos adotados em ambos os trabalhos, tanto para a solução do problema de dinâmica dos fluidos como o da radiação térmica. No presente trabalho foi observado um comportamento anormal do fluxo de calor na região de entrada da tubeira do motor. Estudos detalhados mostraram que o comportamento observado é coerente com o fenômeno físico e disposição geométrica da tubeira. O último problema analisado é referente ao motor foguete L-15, que infelizmente não foi possível validar por falta de dados na literatura especializada. Um estudo de malhas nos dois problemas envolvendo motores foguete permitiu encontrar um tamanho de malha adequado para simulações gerais.

Abstract: The proper calculation of the heat flux on internal walls of a rocket engine is one of the main concerns about safe operation. Radiative heat transfer in liquid propellant rocket engines is substantial and should be added with convection in the total heat flux transferred to the thrust chamber walls of a real rocket engine. The present wok deals with the numerical simulation of the thermal radiation effects in rocket thrust chambers. The radiation was coupled to the preexisting code, Mach2D 6.2 by using a module written in FORTRAN 95 that allows users to include the radiative heat transfer in the calculations. The module contains one method to predict the radiative heat transfer: the Discrete Transfer Method. The flow (participating media) is assumed to be non-scattering and the walls as diffuse and gray. The code provides few interfaces with the Mach2D and is supposed to be easy to add some spectral model to estimate the absorption coefficient given the flow local properties: pressure, temperature and chemical species. Three benchmarking problems were tested to validate the module. After that, the module was added to the Mach2D, forming the Mach2D 6.3. With this new version, two tests of both theoretical and real rocket engines were performed. The theoretical one has a reference solution described in a technical report, so the comparison with Mach2D 6.3 was possible. Both solutions showed some agreement, but differences were observed. The differences were attributed to the methods used in the fluid dynamic problem and the radiation problem. One abnormal heat flux was observed near the inlet of the nozzle and it does not appear in the reference paper. Latter studies show that the abnormal flux exists and is associated with the cylinder-frustum transition near the inlet. The last problem deals with the L-15 engine rocket, but no reference data of radiative heat flux was available. Simulations in many grids allowed finding grid with sufficient refinement. Studies of grid refinement are not usually reported in the specialized bibliography.