Propulsor híbrido compacto de queima dual e injeção vortical usando parafina e óxido nitroso

• Ano de defesa: 2017
• Autor(a) principal: Roger Apaza Vasquez
• Orientador(a): Fernando de Souza Costa
• Banca de defesa: Rodrigo Intini Marques, Turibio Gomes Soares Neto, Pedro Teixeira Lacava, Cristiane Aparecida Martins
• Tipo de documento: Tese
• Tipo de acesso: Acesso aberto
• Idioma: por
• Instituição de defesa: Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
• Programa de Pós-Graduação: Programa de Pós-Graduação do INPE em Combustão e Propulsão
• País: BR
• Resumo em Inglês: 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.
• Link de acesso: http://urlib.net/sid.inpe.br/mtc-m21b/2017/05.23.03.35

A tecnologia de propulsores híbridos é considerada uma das mais promissoras no campo da propulsão espacial devido às suas características de segurança, flexibilidade operacional, armazenabilidade, baixo custo e possibilidade de reignição. No entanto, propelentes híbridos apresentam taxas de regressão do grão 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 híbrido compacto de queima dual e de injeção vortical. Este sistema é caracterizado por uma geometria com uma relação comprimento/diâmetro (L/D) menor que 1. Dois grãos de combustível em forma de disco limitam o volume da câmara de combustão e ambos apresentam um canal central. Um canal é utilizado para posicionar o bico do sistema de ignição, enquanto o outro canal permite o escoamento de gases quentes para a saída da tubeira. O oxidante é injetado tangencialmente gerando um vórtice dentro da câmara de combustão. Os testes foram realizados com cera de parafina dopada com negro de fumo e óxido nitroso gasoso, como combustível e oxidante, respectivamente. Essa configuração proporciona uma uma área de queima do combustível constante e um incremento da taxa de regressão em relação aos propulsores híbridos convencionais, permitindo um melhor desempenho propulsivo e menor variação do empuxo. A taxa de regressão 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 regressão da parafina com óxido nitroso obtida em um propulsor híbrido convencional.