Queima de Parafina em Matriz Celulósica com Óxido Nitroso em um Motor
Híbrido de Injeção Vortical
RESEMINI, D. 1, VASQUEZ, R.A.2, COSTA, F.S.3,
Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais, Cachoeira Paulista, SP, Brasil
1Aluno de Mestrado do curso de Combustão e Propulsão – ETE/PCP.
2Aluno de Doutorado do curso de Combustão e Propulsão – ETE/PCP.
3 Pesquisador e Docente do Laboratório de Combustão e Propulsão – ETE/PCP.
[email protected]
Resumo. Este trabalho apresenta uma proposta de estudo da queima de
parafina em uma matriz de celulose com óxido nitroso em um motor híbrido
de injeção vortical e queima dupla. A alta velocidade de injeção do
oxidante, a baixa temperatura e o ponto de fusão da parafina dificultam
a estabilização da chama na câmara. Será avaliada a utilização de
aditivos para redução dos efeitos da radiação e de uma matriz celulósica
para ancoragem da chama na superfície do grão de parafina. Serão
testados diversos tipos de matrizes, com diferentes estruturas, em
diferentes pressões de câmara e vazões de oxidante.
Palavras-chave: Propulsão Híbrida; Parafina; Óxido Nitroso; Matriz de
Celulose
1. Introdução
Sistemas de propulsão química são utilizados em satélites e veículos
lançadores. Podem ser classificados em sistemas a propelentes sólidos,
líquidos e híbridos. Os propulsores híbridos utilizam propelentes em fases
diferentes, sendo mais usual o emprego do combustível na fase sólida e do
oxidante na fase líquida.
Propulsores híbridos apresentam vantagens em termos de custo, segurança de
operação, armazenabilidade, toxicidade dos propelentes e impacto ambiental.
Em termos de desempenho, os foguetes híbridos fornecem impulsos específicos
menores que os sistemas bipropelentes líquidos, porém maiores que sistemas
a propelentes sólidos e a monopropelentes líquidos. Em virtude dessas
vantagens a propulsão híbrida tem despertado grande interesse nas últimas
duas décadas (Waxman, 2014, Modificado).
Os motores híbridos evitam os riscos inerentes ao manuseio de propelentes
sólidos, por armazenarem o combustível e o oxidante separadamente, além de
permitirem ser desligados de acordo com os interesses da missão. São de
menor complexidade que os motores a propelentes líquidos e podem ter o
empuxo regulável, bastando controlar a vazão do propelente líquido ou
gasoso.
Os sistemas híbridos, no entanto, apresentam algumas desvantagens, como a
baixa taxa de regressão dos propelentes sólidos utilizados, que resultam em
baixos níveis de empuxo.
Novos propelentes estão sendo estudados com vistas a aumentar os empuxos
dos propulsores híbridos. Karabeyoglu, Cantwell e Altman (2001) verificaram
que a parafina apresenta uma taxa de regressão de três a quatro vezes maior
que os propelentes híbridos convencionais.
A parafina é um alcano (CnH2n+2) de cadeia longa encontrado no estado
sólido em condições ambientes. Entretanto, apresenta um baixo ponto de
fusão, podendo vir a ser expelida do motor na fase líquida antes que ocorra
combustão completa.
Este trabalho visa analisar o desempenho da parafina com diferentes
matrizes celulósicas, queimando com óxido nitroso, a fim de permitir a
estabilização da chama no interior da câmara de um propulsor híbrido de
injeção vortical e queima dupla.
2. Metodologia
O propulsor híbrido a ser utilizado consiste em dois grãos cilíndricos
combustíveis concêntricos dentro da câmara de combustão. O oxidante é
injetado entre os grãos de propelente sólido de forma tangencial e
turbilhonado na câmara de combustão em direção ao orifício central, que
está alinhado com o canal de saída da tubeira externa, conforme mostrado na
Figura 1.
O escoamento vortical de oxidante melhora a mistura dos propelentes, reduz
o tamanho da câmara de combustão, aumenta o tempo de residência do oxidante
nesta, e gera uma camada fria sobre suas paredes, permitindo assim sua
proteção térmica para as altas temperaturas atingidas pela reação química.
Além disso, obtém-se uma maior eficiência de mistura do combustível com o
oxidante e, consequentemente, um aumento da eficiência de combustão.
Figura 1. Esquema de um motor híbrido tipo panqueca: (1) grão combustível,
2) câmara de combustão, 3) sistema de injeção de oxidante e 4) tubeira.
Em um motor híbrido convencional, com grão monofurado, a área de queima do
combustível aumenta progressivamente durante o processo de combustão. No
entanto, no motor híbrido tipo panqueca a área de queima permanece
relativamente constante. Esse tipo de propulsor é compacto em comparação
aos motores híbridos convencionais, já que a razão de comprimento-diâmetro
(L/D) dele é nominalmente menor do que 1. Esta característica permite
simplificar a integração do sistema de propulsão em um satélite conforme
mostra a Figura 2.
Figura 2. Comparação da localização de um propulsor híbrido convencional vs
propulsor tipo panqueca em um satélite.
Serão preparados grãos de combustível com a mistura de parafina, negro de
fumo, dispersante e matriz celulósica. Para evitar a geração de bolhas de
ar na fabricação do grão, será empregado um processo de vácuo com a mistura
quente e em estado líquido. A fim de minimizar a decantação das partículas
de negro de fumo será efetuada centrifugação até a mistura tornar-se
sólida, como mostra a figura 3.
Figura 3. Fabricação do grão de combustível.
Uma matriz celulósica será usada para ancorar a chama na superfície do grão
de parafina. A Figura 4 mostra um grão de parafina com matriz de celulose.
Figura 4. Grão com Matriz Celulósica
A matriz celulósica deverá evitar a extinção da chama causada pela alta
velocidade do oxidante sobre a superfície do grão, com ajuda do mecanismo
de capilaridade. A maior rugosidade da superfície do grão também aumenta a
turbulência no escoamento, favorecendo a mistura entre o combustível e o
oxidante e a queima completa. Evita-se então que parafina líquida seja
expelida da câmara de combustão sem ter vaporizado e reagido.
A queima do grão sólido pode ser descrita pelo modelo de Marxman (1963) que
obteve a taxa de queima do combustível dentro da camada limite sobre a
superfície do combustível. O combustível é vaporizado primariamente pela
transferência de calor convectiva da chama para a superfície do
combustível, conforme esquema na figura 5.
Figura 5 – Modelo esquemático da zona de combustão em um foguete híbrido.
Adaptado de Humble et al. (1995).
A bancada de testes existente foi modificada e melhorada e se encontra
instrumentada, conforme mostrado na figura 6. O medidor de vazão Coriolis
foi trocado por medidor Sevenstar, devido a dificuldades de calibração.
Além disso, foi adicionada uma resistência elétrica perto do sistema de
injeção visando aquecer o óxido nitroso gasoso antes de ingressar na câmara
de combustão.
Figura 6. Bancada para ensaios do propulsor panqueca.
3. Resultados e Discussão
A instrumentação da bancada de testes para a obtenção dos parâmetros de
performance do propulsor encontra-se concluída. Os primeiros ensaios foram
realizados, conforme mostra a figura 7. Porém, estes ensaios apresentaram
instabilidades que deverão ser suprimidas com modificações no sistema de
injeção, na câmara de combustão e na composição e estrutura do propelente.
As modificações que visam tratar as instabilidades acopladas ao sistema de
injeção deverão ocorrer em próximos projetos. Elas poderão ser suprimidas
pela utilização de uma nova geometria de injetor, calculada para que ocorra
a cavitação do óxido nitroso, conforme sugere Waxman (2014). Essa técnica
proporciona o isolamento da linha de alimentação de oxidante das oscilações
na pressão da câmara de combustão.
Figura 7. Teste do propulsor panqueca realizado em 2015.
4. Conclusão
O domínio das diversas formas de obter propulsão, seja ela a partir de
propelentes sólidos, híbridos ou líquidos, depende de pesquisa de base em
diversas outras áreas, devido ao caráter multidisciplinar que a propulsão
possui. Para aplicações espaciais, o sistema propulsivo deve funcionar com
desempenho ótimo e, portanto, o conhecimento do mecanismo de combustão de
seus propelentes é fundamental.
Alguns grãos com a parafina em matriz de celulose já foram feitos para
análises preliminares quanto à sua fabricação, homogeneidade e massa.
Ensaios com a combustão desses grãos, com óxido nitroso e no motor
panqueca, serão realizados ainda em 2016 para uma avaliação final e a
validação dessa tecnologia, que visa melhorar o desempenho desse tipo de
motor de geometria compacta proposto.
Agradecimentos: os autores agradecem à CAPES - Pró-estratégia por fornecer
bolsa
e recursos para este projeto.
Referências
1. B. S. Waxman, J. Zimmerman, B. J. Cantwell, "Effects of Injector
Design on Combustion Stability in Hybrid Rockets Using Self-
Pressurizing Oxidizers", Propulsion and Energy Forum, 50th
AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, July 2014, AIAA Paper
2014-3868.
2. G. A. Marxman and M. Gilbert, "Turbulent boundary layer combustion in
the hybrid rocket", in Proceedings of the 9th International Symposium
on Combustion, pp. 371–383, Academic Press, 1963.
3. W. R. Humble, G. N. Henry, W. J. Larson, "Space propulsion analysis
and design"; 1ª edição, McGraw-Hill Companies, Inc, 1995.
4. M. A. Karabeyoglu, B. J. Cantwell, and D. Altman, "Development and
testing of paraffin-based hybrid rocket fuels," in Proceedings of the
37th AIAA/ASME/ SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, July
2001, AIAA Paper 2001-4503.
