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INPE-15749-TDI/1494
DESENVOLVIMENTO DE UM PROPULSOR
ELETROT
´
ERMICO CATAL
´
ITICO PARA SAT
´
ELITES
USANDO
´
OXIDO NITROSO COMO PROPELENTE
Jos´e Albuquerque Junior
Disserta¸c˜ao de Mestrado do Curso de P´os-Gradua¸c˜ao em Engenharia e Tecnologia
Espaciais/Combust˜ao e Propuls˜ao, orientada pelo Dr. Fernando de Souza Costa,
aprovada em 15 de abril de 2009.
Registro do documento original:
<http://urlib.net/sid.inpe.br/mtc-m18@80/2009/04.08.17.38>
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S˜ao Jos´e dos Campos
2009
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DESENVOLVIMENTO DE UM PROPULSOR
ELETROT
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ERMICO CATAL
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ELITES
USANDO
´
OXIDO NITROSO COMO PROPELENTE
Jos´e Albuquerque Junior
Disserta¸c˜ao de Mestrado do Curso de P´os-Gradua¸c˜ao em Engenharia e Tecnologia
Espaciais/Combust˜ao e Propuls˜ao, orientada pelo Dr. Fernando de Souza Costa,
aprovada em 15 de abril de 2009.
Registro do documento original:
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S˜ao Jos´e dos Campos
2009
Dados Internacionais de Cataloga¸c˜ao na Publica¸c˜ao (CIP)
Albuquerque Junior, Jos´e .
A15d Desenvolvimento de um propulsor eletrot´ermico catal´ıtico para
sat´elites usando ´oxido nitroso como propelente / Jos´e Albuquerque
Junior . – S˜ao Jos´e dos Campos : INPE, 2009.
168p. ; (INPE-15749-TDI/1494)
Disserta¸c˜ao (Mestrado em Combust˜ao e Propuls˜ao) – Instituto
Nacional de Pesquisas Espaciais, S˜ao Jos´e dos Campos, 2009.
Orientador : Dr. Fernando de Souza Costa.
1. Eletrot´ermico. 2. N2O. 3. Termo catal´ıtico. 4. Resistojato.
5. Performance. I.T´ıtulo.
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2009 do MCT/INPE. Nenhuma parte desta publica¸c˜ao pode ser reproduzida, arma-
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exception of any material supplied specifically for the purpose of being entered and executed on a
computer system, for exclusive use of the reader of the work.
“Deus não lhe dá mais do que você pode carregar."
Dedico este trabalho primeiramente a Deus, pois sem ele
nada seria possível.
A meus pais José Albuquerque de Oliveira e Maria
Valquíria da Fonseca e aos meus irmãos, pelos conselhos
e compreensão, em todos os momentos desta e de outras
caminhadas, sempre me estimulando e me apoiando nos
momentos mais difíceis.
AGRADECIMENTOS
A realização deste trabalho só foi possível graças à colaboração de muitas
pessoas. Gostaria de expressar a minha profunda gratidão a todos aqueles que
contribuíram para a conclusão do meu mestrado:
Ao Dr. Fernando de Souza Costa, pela orientação e amizade, acreditando em
mim e fazendo com que meus sonhos se tornassem possíveis.
Ao Dr. Turíbio Gomes Soares Neto, pelas discussões e sugestões sobre o uso
de catalisadores e o fornecimento de catalisador de Ru/Al2O3 para os testes.
Ao Dr. Ricardo Vieira, pelas sugestões e ajuda na construção da linha do
propulsor.
Aos funcionários e bolsistas do laboratório de ensaios de combustão do
Laboratório Associado de Combustão e Propulsão (LCP) do INPE, em especial
ao Dr. Ely Vieira Cortez, ao José Carlos de Andrade e ao Francisco Carlos,
pelos serviços prestados e pelas sugestões e ajuda na montagem da bancada
de testes.
Ao Dr. David dos Santos Cunha, pelos conselhos e pelo fornecimento da
alumina e controlador de temperatura.
Aos professores do curso de pós-graduação em Engenharia e Tecnologia
Espaciais, área de concentração em Combustão e Propulsão, pelos
ensinamentos nas diversas disciplinas. Também quero agradecer à Jalusa
Aparecida pela preparação dos catalisadores.
Aos pesquisadores e tecnologistas do LCP/INPE, que de forma direta ou
indireta me apoiaram com conselhos ou orientações.
Aos meus amigos de mestrado e doutorado, pelo companheirismo, amizade e
pela convivência no dia a dia e que tanto me ajudaram.
Agradeço aos funcionários do Laboratório Associado de Combustão e
Propulsão e do alojamento de Cachoeira Paulista que durante esta caminhada
se tornaram grandes amigos.
À FAPESP (projeto 2007/03623-8) pelos recursos fornecidos para a execução
da pesquisa experimental da minha dissertação.
À CAPES pela bolsa de mestrado concedida.
RESUMO
É apresentada uma investigação teórico-experimental de um propulsor
eletrotérmico catalítico de 0,2 N para uso em controle de atitude de satélites e
para ignição de propulsores híbridos. É feita inicialmente uma análise teórica
do escoamento dentro do propulsor e dos parâmetros de desempenho do
propulsor. Foi projetado e construído um protótipo de propulsor eletrotérmico
catalítico usando óxido nitroso gasoso como propelente. Uma bancada de
testes foi construída para medidas da potência fornecida, empuxo, pressões,
vazão mássica e temperaturas no propulsor e na linha de alimentação. Foram
determinados o impulso específico e as eficiências do propulsor em diferentes
condições de operação, com pressões na câmara de 2,5 a 7 bar, empregando-
se grãos de alumina pura aquecida ou catalisador de rutênio impregnado em
alumina.
DEVELOPMENT OF AN ELECTROTHERMAL CATALYTIC THRUSTER FOR
SATELLITES USING NITROUS OXIDE AS PROPELLANT
ABSTRACT
A theoretical and experimental investigation of an electrothermal catalytic
thruster of 0.2 N, for use in attitude control of satellites and for ignition of hybrid
thrusters is presented. Initially a theoretical analysis of the flow in the thruster it
is made and the performance parameters of the thruster are presented. It is
projected and built an electrothermal catalytic thruster prototype using nitrous
oxide gas as propellant. A test bench was built for measurements of power
input, thrust, pressure, mass flow rate and temperatures in the thruster and in
the feeding line. The specific impulse and thruster efficiencies were determined
for different operating conditions, with chamber pressures from 2 to 7 bar, using
heated alumina grains or ruthenium catalysts impregnated on alumina.
SUMÁRIO
Pág.
LISTAS DE FIGURAS
LISTA DE TABELAS
LISTA DE ABREVIATURAS
LISTA DE SÍMBOLOS
1 INTRODUÇÃO .................................................................................................... 33
1.1 OBJETIVO E PLANO DE DESENVOLVIMENTO............................................. 33
1.2 Sistemas de Propulsão Espacial ...................................................................... 34
1.3 Sistemas de Propulsão Eletrotérmicos............................................................. 36
1.4 Monopropelentes para Uso em Resistojatos....................................................48
2 Análise Teórica Simplificada do Desempenho dos Propulsores
Eletrotérmico Catalíticos............................................................................... 55
2.1 Parâmetros de Desempenho de Propulsores Eletrotérmicos........................... 55
2.2. Análise Termoquímica..................................................................................... 61
2.2.1 Primeiro Caso: Composição Pré-Fixada na Saída do Leito Catalítico........... 62
2.2.2 Segundo Caso: Equilíbrio Químico na Saída da Câmara ..............................64
2.3 Resultados Teóricos ..........................................................................................65
3 Desenvolvimento Experimental........................................................................ 75
3.1 Projeto do Protótipo do Propulsor Eletrotérmico Catalítico............................... 75
3.1.1Protótipo do Propulsor Eletrotérmico.............................................................. 77
3.1.2 Projeto do Sistema de Aquecimento.............................................................. 78
3.1.3 Leito Catalítico............................................................................................... 82
3.1.4 Barreira Térmica............................................................................................ 84
3.1.5 Sistema de Injeção........................................................................................ 84
3.1.6 Célula de Carga............................................................................................. 87
3.1.7 Tubeira .......................................................................................................... 89
3.1.8 Linha de Alimentação e Instrumentação........................................................ 90
3.2 Projeto da Bancada de Testes.......................................................................... 95
3.2.1 Instrumentos Utilizados na Bancada de Testes............................................. 97
3.3 Ignitor Eletrotérmico Catalítico........................................................................ 107
4. RESULTADOS E DISCUSSÕES..................................................................... 113
4.1 Resultados dos Testes com Nitrogênio.......................................................... 113
4.2 Testes Realizados com N
2
O........................................................................... 122
4.2.1 Testes com N
2
O sem Catalisador e sem Aquecimento............................... 124
4.2.2 Testes com N
2
O sem Catalisador e com Aquecimento.............................. 126
4.2.3 Testes Realizados com N
2
O, com Catalisador e com Aquecimento e
Disparos Contínuos........................................................................................ 135
4.2.4 Testes Pulsados Realizados com N
2
O e com Catalisador .......................... 144
4.3 Resultados como Ignitor Eletrotérmico........................................................... 148
5 CONCLUSÕES E SUGESTÕES PARA TRABALHOS FUTUROS.................. 151
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS.................................................................... 155
Apêndice A.......................................................................................................... 159
LISTAS DE FIGURAS
Pag.
1.1- Sistema propulsivo com tanque pressurizado utilizando um resistojato.. 38
1.2 - Protótipo do resistojato construído pela Surrey........................................ 39
1.3 - HiPEHT – Propulsor Eletrotérmico de Hidrazina de alta Performance..... 42
1.4 –Vista do corte e do esquema do propulsor ACT....................................... 43
1.5 - Esquema de um propulsor AEHT............................................................. 45
1.6 - Esquema de um conjunto PAEHT............................................................ 47
1.7 - Esquema e figura de um resistojato multipropelente. .............................. 48
1.8 - Esquema da pressão de armazenagem do óxido nitroso em função da
temperatura para uma fração de volume de líquido preenchido.............. 51
1.9 - Pressão de vapor do N
2
O em função da temperatura.............................. 51
1.10 -Esquema da decomposição do N
2
O utilizando catalisador..................... 53
2.1- Esquema do escoamento ao longo de um resistojato catalítico................ 57
2.2 -Impulso específico versus potência elétrica fornecida para o caso sem
dissociação do N
2
O, z = 0, para diversas vazões mássicas do propelente.
................................................................................................................. 67
2.3 -Temperatura após aquecimento versus potência elétrica fornecida para o
caso sem dissociação do N
2
O, z = 0, para diversas vazões mássicas do
propelente................................................................................................68
2.4 - Empuxo versus potência elétrica fornecida para o caso sem dissociação
do N
2
O, z = 0, para diversas vazões mássicas do propelente................. 68
2.5 - Efeito do grau de dissociação do N
2
O sobre o impulso específico para
várias potências elétricas, com uma vazão mássica 0,25 g/s.................. 69
2.6 - Efeito do grau de dissociação do N
2
O sobre a temperatura de
aquecimento para várias potências elétricas, com uma vazão mássica
0,25 g/s....................................................................................................69
2.7 - Efeito do grau de dissociação do N
2
O sobre o empuxo para várias
potências elétricas, com uma vazão mássica 0,25 g/s............................ 70
2.8 - Impulso específico versus potência elétrica fornecida, admitindo processo
com equilíbrio químico na câmara e escoamento congelado na tubeira
(adaptada), para diversas vazões mássicas do propelente, com P
c
= 5
bar............................................................................................................ 71
2.9 - Temperatura após aquecimento versus potência elétrica fornecida,
admitindo processo com equilíbrio químico na câmara e escoamento
congelado na tubeira (adaptada), para diversas vazões mássicas do
propelente, com P
c
= 5 bar. ..................................................................... 72
2.10 - Empuxo versus potência elétrica fornecida, admitindo processo com
equilíbrio químico na câmara e escoamento congelado na tubeira
(adaptada), para diversas vazões mássicas do propelente, com P
c
= 5
bar............................................................................................................ 73
3.1 - Vista em corte do projeto inicial do protótipo do propulsor eletrotérmico
catalítico................................................................................................... 77
3.2 - Projeto e foto do cartucho aquecedor utilizado........................................ 79
3.3 - Fotos das câmaras fabricadas................................................................. 81
3.4 - Esquema do propulsor mostrando o leito catalítico e suporte.................. 82
3.5 - Fotos dos grãos de alumina pura e do catalisador de Ru/Al
2
O
3
............... 83
3.6 - Barreira térmica do propulsor................................................................... 84
3.7 - Vista do injetor e da barreira térmica. ...................................................... 85
3.8- Fotos do protótipo montado na balança de empuxo antes e depois das
alterações na injeção............................................................................... 86
3.9 - Vista 3D e foto do propulsor apoiado sobre a célula de carga................. 88
3.10 -Vista 3D em corte e foto da tubeira......................................................... 90
3.11 -Fotos dos tanques de propelentes e do regulador de pressão aletado
para óxido nitroso .................................................................................... 91
3.12 -Sistema de aquisição utilizado................................................................ 94
3.13 -Medidor controlador de vazão mássica................................................... 95
3.14 - Esquema da bancada de testes............................................................. 96
3.15 - Vista da bancada de testes apoiada sobre uma mesa.......................... 96
3.16 - Fotos de equipamentos utilizados na operação e testes do propulsor
eletrotérmico............................................... Erro! Indicador não definido.
3.17 - Vista 3D e foto da bancada montada com a instrumentação................. 99
3.18 - Vista 3D da bancada de testes sobre a mesa...................................... 101
3.19 - Interface gráfica em LabView para teste do propulsor eletrotérmico
catalítico................................................................................................. 102
3.20 - Vista da montagem inicial da bancada de testes do propulsor
eletrotérmico.......................................................................................... 103
3. 21- Vistas da bancada de testes com sistemas de controle e
instrumentação. ..................................................................................... 105
3.22 - Esquema do sistema de isolamento térmico para as duas fases de
testes..................................................................................................... 106
3.23 - Vista do sistema de ignição termo-catalítico conectado ao propulsor de
400N...................................................................................................... 108
3.24 - Sistema ignitor de um propulsor híbrido............................................... 110
3.25 - Coloração após vários testes com o propulsor .................................... 111
3.26 - Falha no teste como ignitor de propulsor de 400N............................... 112
3.27 - Chama provocada pelo contato do gás oxigênio quente em contato com
a parafina na pré-câmara de um propulsor híbrido aberto..................... 112
4.1- Pressões medidas em um teste com nitrogênio gasoso e com .............. 115
4.2 - Temperaturas obtidas em um teste com nitrogênio gasoso e com
aquecimento. ......................................................................................... 115
4.3 - Vazão mássica medida em um teste com nitrogênio gasoso e com
aquecimento. ......................................................................................... 116
4.4 - Pressões na entrada e na saída do leito termo-catalítico para um teste
com nitrogênio gasoso e com aquecimento........................................... 117
4.5 - Empuxo medido em um teste empregando-se nitrogênio gasoso sem
aquecimento. ......................................................................................... 118
4.6 - Temperaturas medidas em um teste empregando-se nitrogênio gasoso
sem aquecimento................................................................................... 118
4.7 - Pressão e vazão mássica medidas em um teste empregando-se
nitrogênio gasoso sem aquecimento. .................................................... 119
4.8 - Vazão mássica medida em um teste com nitrogênio gasoso e com
aquecimento. ......................................................................................... 120
4.9 - Pressões medidas em um teste com nitrogênio gasoso e com
aquecimento. ......................................................................................... 121
4.10 -Empuxo medido em um teste com nitrogênio gasoso e com
aquecimento. ......................................................................................... 121
4.11 -Empuxo e vazão mássica medidos em um teste com nitrogênio
gasoso e com aquecimento................................................................... 122
4.12 - Propulsor eletrotérmico montado em um suporte intermediário para
reduzir problemas com aquecimento da balança de empuxo................ 123
4.13 - Temperaturas medidas em um teste com N
2
O sem aquecimento....... 125
4.14 - Empuxo e a vazão mássica usando N
2
O sem aquecimento................ 125
4.15 -Efeito da variação de vazão sobre o empuxo usando-se óxido nitroso
gasoso, com potência de 100 W............................................................ 127
4.16 -Efeito da variação de vazão sobre o impulso específico usando- se
óxido nitroso gasoso, com potência de 100 W. ..................................... 127
4.17 - Efeito da variação de vazão sobre empuxo e pressões de injeção e saída
do leito usando-se óxido nitroso gasoso, com potência de 100 W. ....... 128
4.18 -Empuxo medido usando-se N
2
O gasoso com potência de de 100 W e P
c
= 4 bar.................................................................................................... 128
4.19 -Impulso específico e vazão mássica medidos usando-se N
2
O gasoso
com potência de de 100 W e P
c
= 4 bar................................................. 129
4.20 -Efeito da adição de energia sobre o empuxo usando-se óxido nitroso
gasoso, sem decomposição catalítica. .................................................. 131
4.21 -Efeito da adição de energia sobre a vazão mássica usando-se óxido
nitroso gasoso, sem decomposição catalítica........................................ 132
4.22 - Efeito da adição de energia sobre a pressão na saída do leito usando-
se óxido nitroso gasoso, sem decomposição catalítica. ........................ 132
4.23 - Efeito da adição de energia sobre o impulso específico usando-se
óxido nitroso gasoso, sem decomposição catalítica.............................. 133
4.24 - Efeito da adição de energia sobre as temperaturas na injeção usando-
se óxido nitroso gasoso, sem decomposição catalítica. ........................ 133
4.25 - Efeito da adição de energia sobre as temperaturas no leito termo-
catalítico usando-se óxido nitroso gasoso, sem decomposição catalítica.
............................................................................................................... 134
4.26 - Efeito da adição de energia sobre as temperaturas na saída do leito
termo-catalítico usando-se óxido nitroso gasoso, sem decomposição
catalítica................................................................................................. 134
4.27 - Efeito da adição de energia sobre as eficiências propulsivas usando-se
óxido nitroso gasoso, sem decomposição catalítica. .............................. 135
4.28 - Perfil do empuxo para um sistema com adição de energia sem
catalisador e com adição de energia e com catalisador. ....................... 136
4.29 - Vazão mássica para um sistema com adição de energia sem catalisador
e com adição de energia e com catalisador........................................... 137
4.31- Eficiência propulsiva para os casos sem catalisador e com catalisador.
............................................................................................................... 138
4.32 - Temperatura e empuxo para um propulsor com decomposição catalítica
do N2O, com pré-aquecimento de 200 W.............................................. 140
4.33 - Pressão e vazão mássica para um propulsor com decomposição
catalítica do N2O, com pré-aquecimento de 200 W............................... 140
4.34 - Temperatura e empuxo para um propulsor com decomposição catalítica
do N2O, com pré-aquecimento de 450 W.............................................. 141
4.35 - Pressão e vazão mássica para um propulsor com decomposição
catalítica do N2O, com pré-aquecimento de 450 W............................... 141
4.36 - Eficiência propulsiva para um propulsor com decomposição catalítica do
N2O e diferentes níveis de pré-aquecimento......................................... 142
4.37 - Pressão na saída e vazão mássica para um propulsor com
decomposição catalítica do N2O com 400 W de energia. ..................... 142
4.38 - Empuxo e eficiência da velocidade característica para um propulsor com
decomposição catalítica do N2O com 400 W de energia. ..................... 143
4.39 - Pressão na saída e vazão mássica para um propulsor com
decomposição catalítica do N2O com 450 W de energia. ..................... 143
4.40 -Empuxo e eficiência da velocidade característica para um propulsor com
decomposição catalítica do N2O com 450 W de energia. ..................... 144
4.41 - Teste pulsado com partida a quente utilizando catalisador e sem o
fornecimento de energia. ....................................................................... 145
4.42 -Teste pulsado com partida a quente utilizando catalisador e com o
fornecimento de 100 W.......................................................................... 146
4.43 - Teste pulsado com partida a quente utilizando catalisador e com o
fornecimento de 200 W.......................................................................... 146
4.44 - Teste pulsado com partida a quente utilizando catalisador e com o
fornecimento de 300 W.......................................................................... 147
4.45 - Teste pulsado com partida a quente utilizando catalisador e com o
fornecimento de 400 W.......................................................................... 147
4.46 - Reignição na pré-câmara do motor híbrido aberto, após disparos do
ignitor eletrotérmico-catalítico................................................................ 149
4.47 - Evolução da temperatura na pré-câmara e da vazão mássica de óxido
nitroso líquido em um propulsor híbrido usando-se um ignitor
eletrotérmico-catalítico........................................................................... 149
A.1- Esquema da câmara catalítica................................................................ 159
A.2 - Esquema do corte da câmara catalítica................................................. 159
A.3- Esquema da tubeira projetada................................................................ 160
A.4 - Esquema da tubeira adaptada............................................................... 160
A.5 - Esquema do flange para vedar a câmara sem a resistência................. 161
A.6 - Esquema do flange para a resistência................................................... 161
A.7 - Esquema da base estrutural da bancada de testes............................... 162
A.8 - Esquema do suporte para instrumentos na bancada. ........................... 162
A.9 - Esquema de um suporte para sensores de pressão na câmara............ 163
A.10-Esquema da tela de retenção da pré-câmara........................................ 163
A.11-Esquema tela de retenção para do leito catalítico. ................................ 164
A.12 - Esquema do suporte da placa de empuxo........................................... 164
A.13 - Esquema do suporte da célula de carga.............................................. 165
A.14 - Esquema da barreira térmica............................................................... 165
A.15 - Esquema das laminas flexíveis de apoio do propulsor........................ 166
A.16 - Esquema do tubo para 10% do volume do leito catalítico. .................. 166
A.17 - Esquema do tubo para 20% do volume do leito catalítico. .................. 167
A.18 - Esquema do tubo para 50% do volume do leito catalítico. .................. 168
A.19 - Esquema do tubo para 75% do volume do leito catalítico. .................. 168
LISTA DE TABELAS
Pag.
1.1- Resistojatos utilizados em veículos espaciais de 1965 a 1997................ 40
1.2 - Comparação das propriedades dos monopropelentes............................. 49
1.3 - Propriedades do óxido nitroso (N
2
O)........................................................ 52
3.1 - Valores de referência para o projeto inicial do protótipo do resistojato
catalítico........................................................................................ 76
LISTA DE ABREVIATURAS
ACT "Augmented Catalytic Thruster" ou Propulsor Catalítico
Aumentado
AEHT "Augmented Electrothermal Hydrazine Thruster" ou Propulsor
Eletrotérmico Aumentado de Hidrazina
Al
2
O
3
Alumina
CEA Programa de equilíbrio químico da NASA
ENSAIOS Banco de Testes do LCP
EHT "Electrothermal Hydrazine Thruster", ou Propulsor
Eletrotérmico de Hidrazina
HEAT “Hydrazine Electrically Augmented Thruster” ou Propulsor de
Hidrazina Aumentado
HiPEHT "High Performance Electrothermal Hydrazine Thruster", ou
Propulsor Eletrotérmico de Hidrazina de Alto Desempenho
INPE Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais
LCP Laboratório Associado de Combustão e Propulsão
MPD Magneto-plasma-dinâmica
NPT National Pipe Thread (Padrão de tubos na linha de trabalho)
PAEHT "Power Augmented Electrothermal Hydrazine Thruster" ou
Propulsor Eletrotérmico de Potência Aumentada de Hidrazina
PEC-M1 Protótipo do propulsor eletrotérmico catalítico
Ru/AL
2
O
3
Rutênio
suportado em alumina
LISTA DE SÍMBOLOS
Latinos
A
g
Área da garganta [m
2
]
A
s
Área superficial [m
2
]
A
e
Área de exaustão da tubeira [m
2
]
CV
1
Controle de volume que inclui a câmara de aquecimento
CV
2
Controle de volume que inclui a tubeira
C
F
Coeficiente de empuxo [-]
p
c
Calor específico da espécie [J/kg-K]
c
p
Calor específico da mistura gasosa [J/kg-K]
c
p,m
Calor específico médio [J/kg-K]
p,k
c
Calor específico molar da espécie k [J/kg-K]
p,N2O
c
Calor específico molar da espécie do óxido nitroso [J/kg-K]
c
p,e
Calor específico médio do gás durante a exaustão na tubeira
[J/kg-K]
c* Velocidade característica de exaustão [m/s]
c*
exp
Velocidade característica medida experimentalmente [m/s]
c*
teo
Velocidade característica teórica [m/s]
D
g
Diâmetro da garganta da tubeira [m]
f Constante para Mach na saída da câmara igual a 1
F Empuxo [N]
o
g
Aceleração da gravidade ao nível do mar (= 9.81 m/s
2
)
h
i
Entalpia do gás na entrada da câmara de aquecimento [J/mol]
h
e
Entalpia do gás na saída da tubeira [kJ/mol]
h
OC
Entalpia de estagnação do gás na saída da câmara de
aquecimento [J/mol]
I
t
Impulso total [s]
Isp Impulso específico [s]
Isp
vac
Impulso específico no vácuo [s]
k Espécie da molécula [-]
M Massa molar do gás [kg/mol]
M
C
Mach na câmara (velocidade do som V = 343 m/s)
M
i
Número de Mach na entrada da câmara de aquecimento
M
Mist
Massa molar da mistura [kg/mol]
M
N2
Massa molar do nitrogênio [kg/mol]
M
N2O
Massa molar do óxido nitroso [kg/mol]
M
O2
Massa molar do oxigênio [kg/mol]
m
&
Vazão mássica de propelente [kg/s]
exp
m
&
Vazão mássica medida experimentalmente [kg/s]
N Nitrogênio atômico
NO Óxido nítrico
N
2
O Óxido nitroso
N
2
Nitrogênio molecular
P Potência [W]
P
c
Pressão na câmara [atm]
P
c,exp
Pressão na câmara catalítica medida experimentalmente [bar]
P
ef
Potência efetiva
p
e
Pressão de exaustão dos gases na tubeira [atm]
p
a
Pressão ambiente [atm]
Q Calor externo adicionado por mol de N
2
O [J]
R Constante universal dos gases [8314 Nm/kg-K]
R
g
Constante do gás [Nm/kg-K]
V
C
Velocidade na saída da câmara de aquecimento [m/s]
V
e
Velocidade de exaustão dos gases [m/s]
V
e,f
Velocidade de exaustão sem aquecimento [m/s]
T Temperatura [K]
T
c,f
Temperatura na câmara sem aquecimento [K]
e
T
Temperatura de exaustão [K]
T
teo
Temperatura teórica [K]
T
i
Temperatura de entrada [K]
T
inj
Temperatura de injeção na pré-câmara catalítica [K]
T
leito
Temperatura do leito catalítico [K]
T
m
Temperatura média [K]
T
oc
Temperatura de estagnação do gás na saída da câmara de
aquecimento [K]
T
O
Temperatura de estagnação do gás [K]
Tp Termopar
T
res
Temperatura da resistência [K]
T
S
Temperatura na saída da câmara catalítica [K]
Xi Fração molar da espécie i
X
N2
Fração molar da espécie N2
X
N2O
Fração molar da espécie N2O
X
O2
Fração molar da espécie O2
z Fração dissociada de N
2
O
Gregos
γ
Razão de calores específicos
γ
Teo
Razão de calores específicos para condições teoricas
ε
Razão de expansão
∆
Indica variação ou acréscimo
∆
exaustão
E
Energia de exaustão
η
Eficiência de aquecimento
η
c*
Eficiência da velocidade característica
F
η
Eficiência propulsiva
T
η
Eficiência térmica
Índices Superiores
* Indica a condição na garganta da tubeira
t Indica tempo
“ Indica medida em polegada
Índices Inferiores
a Indica condição ambiente
e Indica condição de saída da tubeira
C Referente a câmara de aquecimento
C* Velocidade característica
c*
exp
Referente à medida experimental da velocidade característica
C
teo
Referente à medida teórica da velocidade característica
esp Referente a específico
e,f Referente à velocidade de exaustão sem aquecimento
exp Referente às condições experimentais
exaustão Referente à condição de exaustão
f Referente à sem aquecimento
F Referente a empuxo
g Referente a gás
g Referente à garganta da tubeira
i Referente à entrada da câmara de aquecimento
Inj Referente à injeção na pré câmara
leito Referente ao leito da câmara catalítica
m Referente a médio
o Indica condição de estagnação
oc Indica condição de estagnação da saída da câmara
P Referente à pressão
p,e Referente a calor específico médio do gás durante a exaustão
p,k Referente à espécie k
p,N
2
O Referente ao N
2
O
res Referente à resistência
s Indica superfície
s Referente à saída
S Indica condição de saída
t Indica condição de tempo
teo Referente às condições teóricas
vac Referente a condições de vácuo
32
33
1 INTRODUÇÃO
1.1 OBJETIVO E PLANO DE DESENVOLVIMENTO
O objetivo deste trabalho é realizar uma investigação teórico-experimental de
propulsores eletrotérmicos catalíticos utilizando óxido nitroso como propelente.
Primeiramente são apresentados modelos de propulsores eletrotérmicos em
desenvolvimento ou já desenvolvidos, comentando-se alguns aspectos
relevantes dos mesmos.
No Capítulo 2 é apresentado um estudo teórico simplificado dos propulsores
eletrotérmicos catalíticos. São descritos alguns parâmetros de desempenho
dos propulsores como empuxo, temperatura final de aquecimento, impulso
específico, eficiência térmica, eficiência de velocidade característica e
eficiência propulsiva. São mostrados dois modelos para simular a dissociação
do óxido nitroso.
No Capítulo 3 são mostrados os projetos da bancada de testes e de um
protótipo de propulsor eletrotérmico catalítico. São descritos o sistema de
controle, a instrumentação, a montagem da bancada e os protótipos de
propulsores construídos.
No Capítulo 4 apresentam-se os resultados obtidos e uma discussão dos
resultados obtidos realizados com o propulsor eletrotérmico catalítico na
bancada de testes construída.
No Capítulo 5 apresentam-se as conclusões do trabalho e dadas algumas
sugestões para trabalhos futuros.
No apêndice A apresentam-se as peças construídas para a bancada de testes
e do propulsor eletrotérmico catalítico.
34
1.2 Sistemas de Propulsão Espacial
O lançamento de satélites, sondas e veículos espaciais para diferentes
destinos e missões motiva o desenvolvimento de meios mais eficientes de
propulsão. Sistemas de propulsão podem ser empregados no controle de
atitude, na mudança ou manutenção de órbita, no controle de configuração e
no posicionamento de artefatos espaciais.
Os sistemas propulsivos utilizam a lei da conservação da quantidade de
movimento como princípio fundamental de operação e lançam mão de fontes
de energia diversas para a realização do movimento e obtenção do
deslocamento desejado.
Os sistemas de propulsão podem ser classificados de diversas maneiras.
Podem ser classificados em sistemas com fonte de energia própria, como é o
caso da propulsão química, ou sistemas com fonte de energia separada, como
são os casos da propulsão elétrica, nuclear e solar (Blanc, 1961); (Bussard e
De Lauer, 1965), podem ser divididos também em quatro categorias, segundo
a aplicação (Hord, 1985): propulsão Terra-órbita, propulsão inter-orbital,
propulsão interplanetária e propulsão auxiliar. Podem ser divididos, de forma
mais geral, em propulsão primária, englobando qualquer transferência de
órbita, e propulsão auxiliar, englobando controle de atitude, controle de
configuração e manutenção de órbita. Diversos autores também apresentam
classificações de acordo com o estado físico dos propelentes empregados.
A propulsão elétrica divide-se, em linhas gerais, em três tipos básicos (Jahn,
1968):
1) Propulsão Eletrotérmica - em que o gás propelente é aquecido
eletricamente, expandindo-se em seguida pela tubeira.
2) Propulsão Eletrostática ou Iônica - em que o propelente é acelerado
pela aplicação direta de forças de campo elétrico a partículas
ionizadas.
35
3) Propulsão Eletromagnética ou MPD (Magneto-plasma-dinâmica) -
em que o propelente ionizado, formando um plasma, é acelerado
por interações de campos magnéticos internos e externos com
correntes elétricas direcionadas sobre o fluxo.
O interesse fundamental pela propulsão elétrica reside na utilização mais
eficiente da massa do propelente. Em conseqüência, pode-se elevar a
quantidade de carga útil transportada, correspondente à diminuição de
propelente utilizado, ou então aumentar o tempo de permanência em órbita, no
caso de satélites, ou o alcance das sondas interplanetárias, mantendo-se fixa a
quantidade de propelente transportado (Costa, 1991).
Embora os valores de empuxo obtidos sejam pequenos comparados aos
sistemas propulsivos químicos, os propulsores elétricos fornecem maiores
velocidades de exaustão e, consequentemente, maiores impulsos específicos.
Os empuxos baixos permitem executar manobras de maior precisão,
necessárias em muitos casos para observação de pontos fixos sobre a Terra
ou no espaço (Giacobone, 2003).
Os sistemas de propulsão elétrica podem apresentar uma razão de carga útil,
ou eficiência de massas, maior que os sistemas de propulsão químicos, se a
massa do sistema de fornecimento de energia não for muito elevada. Uma
maior eficiência de massas é obtida quando se utiliza a energia já disponível a
bordo, por exemplo, quando os equipamentos do satélite ou veículo espacial
estiverem em modo de espera (Sutton, 2001).
Um método de comparação de sistemas propulsivos elétricos foi apresentado
por (Jones, 1984), com base no tempo de viagem de órbita baixa até órbita
geo-estacionária. Ele verificou que os propulsores resistojatos, com uma
relação máxima de empuxo/potência, apresentam o tempo de transferência
mínima, para impulsos específicos abaixo de 2000 s.
36
Kaufman em 1984 comparou propulsores químicos com vários sistemas
elétricos em órbita, verificando que propulsores elétricos podem apresentar
vantagens substanciais no caso de satélites e cargas-úteis com energia
disponível. O desempenho foi avaliado em termos de fração de carga útil e
tempo de missão.
1.3 Sistemas de Propulsão Eletrotérmicos
Os sistemas de propulsão eletrotérmicos são indicados para manutenção de
posição de satélites geo-síncronos, manutenção da altitude de veículos
espaciais em órbitas baixas, controle de atitude, ajuste de órbita, mudança de
órbitas e pequenas manobras.
Os propulsores eletrotérmicos podem ser de vários tipos (Sovey et al, 1986):
a)Resistojatos
b)Arcojatos
c)Eletrotérmicos pulsados
d)Micro-ondas
e)Térmicos solares
f)Térmicos a laser
Segundo (Twardy, 1977), a propulsão eletrotérmica é adequada para correção
do posicionamento de órbitas de satélites geo-estácionários. Caso não
houvesse esta correção, os satélites sofreriam um aumento gradativo de 0,86
graus por ano em sua inclinação, como resultado da atração gravitacional
exercida pela Lua e pelo Sol. O aumento de velocidade para isso é de 0,125
m/s por dia e para um satélite com massa de 500 kg, é preciso um empuxo
corretivo de 62,5 Ns por dia. Então serão necessários de 10 kg de propelente
por ano.
37
Um levantamento dos conceitos e revisão bibliográfica de propulsão
eletrotérmica foi realizado por (Sovey et al, 1986), contendo 700 citações
relativas a propulsores eletrotérmicos de baixo empuxo, incluindo diversas
revisões de propulsores elétricos, resistojatos, arcojatos e aplicações a laser.
Outros trabalhos referem-se a análises de desempenho, critérios de projeto,
processamento de potência, descrição de componentes de sistemas de
propulsores eletrotérmicos, análise de missões, estudo de sistemas, materiais,
métodos de diagnósticos, campo de escoamento e desempenho da tubeira.
Os resistojatos são os modelos mais simples de propulsores eletrotérmicos.
Eles utilizam elementos resistivos com diversas geometrias para aquecer o
propelente e aumentar a sua entalpia a fim de obter altas velocidades de
exaustão.
Alguns propelentes com potencial para aplicação em resistojatos são:
nitrogênio, amônia, hidrogênio, hélio, xenônio, monóxido de carbono, dióxido
de carbono, hidrazina, vapor de água, peróxido de hidrogênio, óxido nitroso e
misturas de dióxido de carbono com metano, os quais são gases biológicos ou
de experimentos em estações orbitais/satélites.
Os resistojatos fornecem baixos empuxos, da ordem de 1 N, apresentam
construção simples, são compactos, confiáveis, apresentam facilidade de
controle, condicionamento de potência simples, permitem empregar
propelentes inertes, possuem projeto de baixo custo e apresentam uma boa
eficiência de empuxo, na faixa de 60 a 85 % (Sutton, 1992).
A maior desvantagem do resistojato, comparando com outros sistemas da
propulsão elétrica, é o baixo impulso especifico. No entanto, apresenta bons
balanços de energia, empuxo e impulso específico (Stuttgart, 1998).
38
O impulso específico, Isp, é a razão entre o empuxo do propulsor e a vazão em
peso do propelente. O Isp obtido com resistojatos é, em geral, menor que 300
s, abaixo dos valores obtidos com outros tipos de propulsores elétricos, que
podem superar 3000 segundos. Propulsores elétricos, incluindo os resistojatos,
podem apresentar problemas relacionados a perdas de calor, dissociação do
gás e erosão da tubeira. A Figura 1.1 mostra um esquema de um sistema
propulsivo baseado em um resistojato.
Figura 1.1- Sistema propulsivo com tanque pressurizado utilizando um
resistojato.
A primeira operação realizada no espaço de um propulsor eletrotérmico
ocorreu em 19 de setembro de 1965, quando houve o disparo de um
micropropulsor de nitrogênio por 30 minutos, para ajustar a posição do satélite
39
de detecção nuclear Vela. O empuxo produzido foi de 0,19 N e o impulso
específico foi de 123 s. O elemento resistivo era uma vareta helicoidal que
atingia a temperatura de 540
o
C e consumia 90 W de potência (Jahn, 1968).
Segundo (Lawrence, 1998) o óxido nitroso pode ser empregado como um
propelente em um resistojato, também pode ser armazenado abordo de um
veiculo espacial por mais de um ano e quando é alcançado a decomposição
exotérmica do óxido nitroso ela se auto sustenta.
O primeiro propulsor resistojato chamado Mark-IV foi empregado com sucesso
no minisatélite UoSat-12 com empuxo cerca de 0,125 N e impulso específico
de 110 s (Zakirov, 2000). A Figura 1.2 mostra o protótipo construído pela
Universidade Surrey.
Figura 1.2 - Protótipo do resistojato construído pela Surrey.
Fonte :
www.sstl.co.uk
40
Desde então inúmeros outros sistemas propulsivos com resistojatos foram
lançados ao espaço. A Tabela 1.1 mostra uma lista, apresentada por (Rycek et
al, 2005), de alguns desses sistemas.
Tabela 1.1- Resistojatos utilizados em veículos espaciais de 1965 a 1997.
Primeiro
Lançamento
Satélite Propelente
Potência
[W]
Empuxo
[mN]
Isp
[s]
Finalidade: Experimental
1967 ATS-2 e ATS-3 Amônia 3,6 18 150
1968-1969 ATS-4 e ATS-5 Amônia 3,5 18 150
1971 Sol rad-10 Hidrazina < 10 - -
1999 UoSat -12 Óxido Nitroso 100 125 127
Finalidade: Ajuste de órbita geosíncrona
1980 INTELSAT-V Hidrazina 300-600 223-490 280
1983 Satcom-1R Hidrazina 450 178-356 298
1994 GOMS Amônia 450 - -
Finalidade: Ajuste de órbita
1965 Vela Nitrogênio 92 187 123
1965 U.S.Navy sat. Amônia 30 89 132
1967 Advanced Vela Nitrogênio 30 89 132
1971 U.S.Navy sat. Amônia 3 44-356 235
1981 Meteor 3-1 Amônia 450 - -
1988 Gstar-3 Hidrazina 600 - -
1997 Iridium Hidrazina 500 - -
Fonte: Rycek et al. (2005).
Ao longo dos últimos anos diversas organizações, empresas e órgãos
governamentais realizaram ou vêm realizando desenvolvimentos com
propulsores eletrotérmicos do tipo resistivo, qualificados para o uso espacial.
Algumas dessas experiências são descritas abaixo:
41
1. HiPEHT
HiPEHT, "High Performance Electrothermal Hydrazine Thruster", ou Propulsor
Eletrotérmico de Hidrazina de Alto Desempenho, foi desenvolvido pela
companhia TRW (E.U.A), a partir do modelo de decomposição térmica,
denominado EHT "Electrothermal Hydrazine Thruster", ou Propulsor
Eletrotérmico de Hidrazina. O sistema HiPEHT é mostrado na Figura 1.3 a
seguir. O mesmo consiste de uma válvula de controle, tubo injetor, barreira
térmica, câmara de decomposição, aquecedores desta, câmara com aquecedor
coaxial em vórtex, tubeira, escudo de radiação e parte elétrica (Dressler et al,
1981).
O propelente é injetado por um tubo capilar sobre uma sucessão de telas de
platina situadas na câmara de decomposição. Estas são mantidas a 980 K
pelos aquecedores que funcionam como catalisadores térmicos. Uma vez
iniciada a decomposição, os aquecedores são desligados, pois a reação sendo
exotérmica mantém as telas na temperatura adequada. Os gases produzidos
são injetados tangencialmente na câmara de aquecimento, e aquecidos por um
aquecedor helicoidal coaxial até expandir através de uma tubeira, produzindo
um impulso especifico da ordem de 310 segundos.
Quatro propulsores HiPEHT foram usados em cada um dos satélites
INTELSAT V, operando em modo contínuo e produzindo um empuxo de 0,445
N cada.
42
Figura 1.3 - HiPEHT – Propulsor Eletrotérmico de Hidrazina de alta
Performance.
Fonte: Dressler et al.(1981).
2. ACT
ACT, "Augmented Catalytic Thruster", ou Propulsor Catalítico Aumentado, foi
desenvolvido pela companhia Rocket Research Corporation (E.U.A), a partir de
um propulsor padrão de 0.9 N. A Figura 1.4 a e b a seguir apresenta um corte
e um esquema conceitual do mesmo (McKevitt, 1983; Stone, 1986). O sistema
consiste de um resistor de fluido, para controle de pressão, válvula de controle,
reator catalítico, tubo de transferência dos gases, câmara de aquecimento,
tubeira, isolamento térmico e parte elétrica. O resistor de fluido controla a
vazão do propelente. Este se decompõe no reator catalítico produzindo uma
mistura gasosa, numa reação exotérmica a 1150 K. Os gases passam em
seguida pelo tubo de transferência o qual é curvo a fim de acomodar
expansões térmicas e vibrações, entram na câmara de aquecimento por um
distribuidor que uniformiza o fluxo circunferencialmente e passam em seguida
por ranhuras no corpo interno do trocador de calor. O gás é isolado da parede
43
externa do trocador de calor para minimizar as perdas de calor. As ranhuras
descarregam os gases num plenum e estes saem a seguir pela tubeira.
a) Corte do propulsor ACT.
Figura 1.4 – Vista do corte e do esquema do propulsor ACT (Continua)
Fonte: Sutton. (2001).
44
b) Esquema do propulsor ACT.
Fonte: McKevitt. (1983).
O empuxo produzido é de 0,44 N e um dos modelos derivados deste projeto foi
aplicado no satélite SATCOM-7 em abril de 1983. Aplicações adicionais foram
realizadas nos satélites G-STAR e Spacenet (Schmidt, 1983, p.731).
3.AEHT
AEHT, "Augmented Electrothermal Hydrazine Thruster" ou Propulsor
Eletrotérmico Aumentado de Hidrazina, foi desenvolvido pela companhia ERNO
na Alemanha. Foi projetado para ser intercambiável com motores de hidrazina
convencionais e produzir empuxos na faixa de 200 a 500 mN no modo "blow-
down". Um esquema do propulsor AEHT é mostrado na Figura 1.5. A câmara
de decomposição é constituída de esferas e telas de platina-ródio que são
aquecidas por aquecedores externos. Os gases de decomposição são
aquecidos em um tubo helicoidal resistivamente aquecido, até uma
45
temperatura de 1470 K. O propulsor foi construído inicialmente com diversos
materiais como molibdênio estabilizado com tungstênio e zircônio, molibdênio-
rênio, molibdênio-tungstênio e nitreto de boro como isolante térmico e elétrico.
O consumo de energia variou de 200 a 550 W. Concluiu-se que o rênio puro
era o material mais indicado para o trocador de calor (Schmitz et al, 1983;
Schmidt, 1983). O objetivo central do projeto foi o de substituir os propulsores
convencionais de hidrazina.
Figura 1.5 - Esquema de um propulsor AEHT.
Fonte: Shmitz et al. (1984).
4.PAEHT
PAEHT, "Power Augmented Electrothermal Hydrazine Thruster" ou Propulsor
Eletrotérmico de Potência Aumentada de Hidrazina, foi desenvolvido pelo
departamento de espaço da RAE, Grã-Bretanha.
O projeto visava a manutenção de posição dos satélites geo-estacionários e o
desenvolvimento focalizou três pontos de pesquisa: química da decomposição,
gás-dinâmica do aquecedor e da tubeira e materiais refratários.
Um esquema do propulsor PAEHT obtido de (Keyte, 1977) é mostrado na
Figura 1.6. A fim de evitar problemas com isolamento elétricos a altas
46
temperaturas projetou-se um trocador de calor tubular aquecido resistivamente
pela passagem de uma corrente alternada.
Foi feita uma modelagem numérica para o escoamento através da solução de
uma forma parabólica da equação de Navier-Stokes. As três equações da
camada limite (quantidade de movimento, energia e continuidade) são
reduzidas a duas pela transformação de Von Mises e, em seguida, são
resolvidas numericamente, por um método de diferenças finitas central e
implícito. O escoamento no aquecedor e na tubeira é totalmente descrito, bem
como pressões e temperaturas e a variação da espessura de deslocamento na
tubeira e o seu efeito no impulso especifico. Admitiu-se que a composição da
mistura gasosa permanece constante durante o processo de aquecimento, pois
o tempo de residência de uma molécula no aquecedor é de poucas centenas
de micro segundos e o tempo de dissociação da molécula é de uma ordem de
grandeza acima. A dissociação do hidrogênio e do nitrogênio é desprezada
(Keyte, 1977; Barber, 1977).
Os materiais analisados para o uso no aquecedor e tubeira foram tungstênio,
molibdênio e rênio. Verificou-se que o tungstênio e o molibdênio apresentavam
problemas de fragilização e optou-se pelo rênio, material com o qual já havia
experiência de fabricação de componentes de resistojatos. O rênio, no entanto
reage com oxigênio e o vapor d’água formando óxidos a 670 K. No caso,
devido a alta pressão de vapor do hidrogênio, o problema foi bastante reduzido.
O rênio por sua vez é extremamente difícil de usinar, pois endurece enquanto é
trabalhado e, em conseqüência desenvolveu-se um processo de deposição
química de vapor, com o qual se tornou possível fabricar peças com as
dimensões e tolerâncias requeridas. Desenvolveu-se também um processo de
soldagem adequado a estas peças produzidas.
A medição de temperaturas verificou ser problemática. Termopares não foram
considerados confiáveis para o uso em longos períodos de operação e
dispositivos sensores de radiação poderiam ser cobertos com material
47
evaporado do aquecedor. O controle foi feito pela variação da potência gasta e
resistência do aquecedor. Foi feita uma calibração do tubo de rênio na faixa de
1870 a 2470 K, através de pirômetros óticos (Keyte, 1977).
Figura 1.6 - Esquema de um conjunto PAEHT.
Fonte: Keyte. (1977).
5. HEAT
HEAT, “Hydrazine Electrically Augmented Thruster” ou Propulsor de Hidrazina
Aumentado, foi projetado pela companhia Hughes Aircraft, E. U. A.. Foram
desenvolvidos na verdade vários conceitos que, por sua vez, ainda não tiveram
emprego (Schmidt, 1983). Foram testados vários materiais para o trocador de
calor como a grafite que se erodiu rapidamente, em contato com os gases da
decomposição da hidrazina. Foram fabricadas peças de molibdênio, TZM,
nióbio e liga de nióbio ClO
3
as quais foram testadas por 30 minutos a 1366 K,
sujeitas aos mesmos gases. Os resultados não são conhecidos, Testou-se um
elemento de aquecimento cerâmico que resistiu bem por 1200 horas a 1920 K,
em uma amostra de nitrogênio-hidrogênio.
48
6. Resistojatos Multipropelentes
Os objetivos da utilização de resistojatos com capacidade multipropelente são
a necessidade de um sistema propulsivo de baixo empuxo com a obtenção de
um sinergismo com outros sistemas de um veículo ou estação espacial. A
Figura 1.7 mostra um resistojato multipropelente fabricado pela empresa
ERNO.
Figura 1.7 - Resistojato multipropelente fabricado pela ERNO.
Fonte: Sweeting et al. (1977).
1.4 Monopropelentes para Uso em Resistojatos
Os monopropelentes são substâncias que se decompõem quando aquecidas,
pressurizadas ou quando passam através de um catalisador, gerando grande
quantidade de gases a altas temperaturas.
49
As maiores vantagens dos motores monopropelentes são a simplicidade do
sistema de armazenamento e de alimentação do propelente, a confiabilidade e
o baixo custo, quando comparados a sistemas bipropolentes.
Monopropelentes como hidrazina, peróxido de hidrogênio e óxido nitroso têm
sido empregados em sistemas eletrotérmicos. A Tabela 1.2 compara as
características destes três monopropelentes. Os resultados revelam que o
impulso específico do óxido nitroso é maior do que o do peróxido de
hidrogênio, porém menor que o da a hidrazina. Todavia o óxido nitroso não
requer um sistema de pressurização.
Tabela 1.2 - Comparação das propriedades dos monopropelentes
Propelente Óxido Nitroso
Peróxido de
Hidrogênio
Hidrazina
Formula Química N
2
O H
2
O
2
N
2
H
4
Isp [s] teórico 206 179 245
Armazenável Sim Sim Sim
Densidade [kg/m
3
]
745 a 20
o
C e
52 bar
1347 1004
Pressão de Vapor 50,8 bar a 20
o
C 0,00345 bar a 20
o
C
0,0214 bar a
26,7
o
C
Temperatura de
armazenagem
o
C]
-34 a 60 -7 a 38 9 a 60
Tóxico Não Queima a pele Muito tóxico
Inflamável Não Não Sim
Fonte: Richardson et al. (2001).
O óxido nitroso, N
2
O, é um propelente com um excelente potencial para uso
em resistojatos, por sua característica de auto-pressurização e possibilidade de
decomposição exotérmica. É um gás não tóxico, não corrosivo, relativamente
inerte, explode quando aquecido fortemente, compatível com materiais
comuns, não é inflamável, estável em condições normais. O estado físico do
óxido nitroso nas CNTP é gasoso, mas em geral é armazenado no estado de
saturação (52 bar a 20
o
C ).
50
O gás se decompõe em oxigênio e nitrogênio, quando aquecido a uma
temperatura de 520
o
C (Daintith, 1996). Iniciada a decomposição do N
2
O por
aquecimento ou por um catalisador, ele continua a se decompor
exotermicamente de forma auto-sustentada atingindo uma temperatura de
decomposição adiabática em torno de 1640
o
C (Zakirov, 2004).
O óxido nitroso é armazenado na forma de um gás liquefeito e a pressão de
armazenamento permanece constante enquanto houver líquido no tanque. Por
outro lado, a refrigeração do tanque diminui dramaticamente a pressão como
mostra a Figura 1.8. Na prática a temperatura máxima de trabalho, para um
tanque que suporte 200 bar de pressão, é de 60
o
C, porém, enquanto ocorre o
consumo de propelente, a temperatura aumenta, como mostra a Figura 1.9. A
temperatura mínima de trabalho recomendada é de -34
o
C, isso permite uma
condição de trabalho em uma linha com pressão de 11 bar (Zakirov et al,
2001).
A forma mais fácil de decompor o N
2
O em nitrogênio e oxigênio é utilizando
catalisadores. Metais de transição, como Ir, Rh, Ru, Pt, Pd, Fe, Co e Ni,
suportados em óxidos (Kapteijn et al, 1996) ou zeólitas (Cruz et al, 1998) têm
sido descritos como catalisadores para este processo. Um dos mais ativos e
termicamente estáveis foi encontrado em ródio suportado em alumina Rh/Al
2
O
3
(Haber et al, 2004).
51
Figura 1.8 - Pressão de armazenagem do óxido nitroso em função da
temperatura para uma fração de volume de líquido preenchido.
Fonte: Zakirov et al. (2001).
Figura 1.9 - Pressão de vapor do N
2
O em função da temperatura.
Fonte: Zakirov et al. (2001).
52
Os catalisadores reduzem a barreira de energia de ativação fazendo com que a
decomposição ocorra em temperaturas superiores a 200 ºC (Zakirov et al,
2000).
Segundo (Lawrence, 1998) utilizando uma mistura de (350 µm) carboneto de
silício (SiC) e (5 mm) de óxido de magnésio (MgO) agindo sobre os
catalisadores permite que a decomposição do óxido nitroso inicie-se em 250
o
C
ao invés de 600
o
C .
Se houver dissociação dos produtos, a decomposição do óxido nitroso resulta
na formação de nitrogênio e oxigênio, conforme a reação química:
N
2
O(g) ÆN
2
(g) + ½ O
2
+ ∆H (R1)
Algumas propriedades do N
2
O são mostradas na Tabela 1.3.
Tabela 1.3 - Propriedades do óxido nitroso (N
2
O).
Peso molecular 44.013 kg/mol
Ponto de ebulição -88,5
o
C
Ponto de fusão -90,8
o
C
Temperatura crítica 36,4
o
C
Pressão crítica 72,45 bar
Pressão de vapor a 20
o
C 52 bar
Condutividade térmica a 0
o
C 14,57 mW/(m.K)
Densidade 1,22 g/ml
Fonte : /www.aloha.airliquide.com/safety/msds/em/093A_ AL_EN.pdf.
Com a utilização de um catalisador, a temperatura de decomposição torna-se
menor que 520
o
C (Lawrence et al, 2000). A Figura 1.10 mostra um esquema
do efeito do catalisador no processo de decomposição do N
2
O.
Devido às características de decomposição exotérmica, o óxido nitroso pode
ser usado como uma tocha ignitora para várias aplicações como um ignitor e
53
piloto para motores hipersônicos de ar aspirado ou funcionando como ignitor
em altas altitudes para turbina a gás de aeronaves (Tyll et al, 2001).
Figura 1.10 - Esquema da decomposição do N
2
O utilizando catalisador.
Fonte: Zakirov et al. (2000).
54
55
2 Análise Teórica Simplificada do Desempenho dos Propulsores
Eletrotérmico Catalíticos
Neste capítulo é apresentada uma análise teórica simplificada do desempenho
dos sistemas propulsivos eletrotérmicos. Inicialmente são apresentados alguns
parâmetros de desempenho dos propulsores: empuxo, temperatura final dos
gases na câmara, impulso específico, eficiência térmica e eficiência propulsiva.
Em seguida são descritos modelos simplificados usados para predizer o
comportamento dos propulsores eletrotérmicos catalíticos e obter alguns
parâmetros de projeto de um protótipo de propulsor.
2.1 Parâmetros de Desempenho de Propulsores Eletrotérmicos
O empuxo de um propulsor é a força produzida pela ejeção de gases em alta
velocidade através de sua tubeira. O empuxo, F, é dado por:
(
)
=+−
&
eeae
FmV p pA
(2.1)
onde
&
m
é a vazão mássica de propelente, p
e
é a pressão de exaustão dos
gases na tubeira, p
a
é a pressão ambiente, A
e
é a área de exaustão da tubeira
e V
e
é a velocidade de exaustão dos gases, o segundo termo do lado direito da
equação 2.1 é a força resultante da diferença de pressão na saída da tubeira.
A razão de expansão da tubeira é dada por
1/ 2
1/ ( 1)/
1/( 1)
11
1
21
eee
cc
t
APP
APP
γγγ
γ
γγ
ε
γ
−
−−
−−
⎧⎫
⎡⎤
⎛⎞ ⎛⎞
⎛⎞
⎪⎪
⎢⎥
⎜⎟ ⎜⎟
⎨⎬
⎜⎟
⎜⎟ ⎜⎟
⎢⎥
⎝⎠
⎪⎪
⎝⎠ ⎝⎠
⎣⎦
⎩⎭
++
== −
−
(2.2)
onde A
e
é a área de exaustão na saída da tubeira, A
t
é a área da garganta da
tubeira, γ é a razão de calores específicos e P
c
é a pressão na câmara.
56
Se a pressão na saída da tubeira e a pressão atmosférica forem iguais, então ε
é chamada de razão de expansão ótima, e diz-se que a tubeira está ajustada.
Quando a razão de expansão é ótima, a equação 2.1 é simplificada para:
e
Fmv
=
&
(2.3)
indicando que, neste caso, o empuxo é provocado apenas pela ejeção do jato
de propelente através da tubeira.
O impulso específico, Isp, pode ser definido por:
=
%
&
e
oo
V
F
Isp=
mg g
(2.4)
onde
o
g
é a aceleração da gravidade ao nível do mar (= 9.81 m/s
2
). O impulso
específico, Isp, é proporcional à velocidade de exaustão na saída da tubeira e
depende da pressão na câmara, da potência fornecida ao propelente, das
perdas de calor e das perdas de calor do atrito e da razão de expansão da
tubeira.
A Figura 2.1 mostra um esquema do escoamento ao longo do resistojato
catalítico, contendo dois volumes de controle: o volume
CV
1
, que inclui a
câmara de aquecimento e o leito catalítico, e o volume
CV
2
, que inclui a
tubeira.
57
Figura 2.1- Esquema do escoamento ao longo de um resistojato catalítico.
A velocidade de exaustão dos gases aquecidos é obtida aplicando-se a
primeira lei da termodinâmica para o escoamento no volume de controle CV
2
,
entre o final da câmara termo-catalítica e a saída da tubeira:
()
1/2
2
eoce
Vhh
⎡
⎤
⎣
⎦
=−
(2.5)
onde h
e
é a entalpia do gás na saída da tubeira e
=+
2
2
oc c c
hhV
é a entalpia
de estagnação do gás na saída da câmara termo-catalítica, calculada por
oc
i
hhPm
η
=
+
&
(2.6)
onde
P é a potência de aquecimento fornecida,
η = 1−
T
e
/T
OC
é a eficiência de
aquecimento e
h
i
é a entalpia do gás na entrada da câmara de aquecimento.
A Eq. (2.4) pode ser reescrita como
()
1/2
,
2
epeoce
VcTT
⎡
⎤
⎣
⎦
=−
(2.7)
58
onde T
oc
é a temperatura de estagnação do gás na saída da câmara de
aquecimento e
,
p
e
c
é o calor específico médio do gás durante a exaustão na
tubeira.
O impulso específico é um parâmetro de desempenho relacionando o impulso
total fornecido e o consumo de propelentes, sendo dado por:
==
∫
∫
∫
&&
0
00
t
t
tt
oo
Fdt
I
Isp
gmdtgmdt
(2.8)
Se o empuxo F e a vazão mássica de propelente
&
m
forem constantes, a
equação 2.7 simplifica-se para
&
o
F
Isp
mg
=
(2.9)
O impulso específico no vácuo, Isp
vac
, se dá na condição em que a pressão
ambiente P
a
, é desprezível, e assim a equação 2.1 torna-se
=
+
&
eee
Fmv PA
(2.10)
O coeficiente de empuxo é um parâmetro de performance referente ao projeto
da tubeira:
γ
γ
γ
γ
γ
γγ
−
+
−
⎡⎤
⎛⎞ ⎛ ⎞
−
⎛⎞
⎢⎥
== − +
⎜⎟ ⎜ ⎟
⎜⎟
⎢⎥
−+
⎝⎠
⎝⎠ ⎝ ⎠
⎣⎦
1
1
1
2² 2
1
11
eeae
F
tc c c t
PPPA
F
C
A
PPPA
(2.11)
C
F
reflete a qualidade do projeto da tubeira, visto que a razão de pressões
depende da razão de expansão.
A velocidade característica de exaustão é definida como
59
1
1
*
2
(1)
ct
RT
PA
C
m
γ
γ
γ
γ
γ
+
−
==
⎡
⎤
⎢
⎥
+
⎣
⎦
&
(2.12)
C* indica a qualidade do propelente, através de γ, R e T, e a qualidade do
projeto da câmara, isto é, se permite uma combustão ou decomposição
catalítica completa, fornecendo T ideal ou máximo.
A velocidade efetiva de exaustão é dada por:
()
ea
t
e
PPA
Cv
m
−
=+
&
(2.13)
e torna-se máxima quando P
e
= P
a
, ou seja, quando a tubeira está adaptada às
condições ambientes. C é proporcional à velocidade de exaustão e ao impulso
específico.
A potência especifica é definida por:
esp
P
P
m
=
&
(2.14)
A eficiência térmica é a fração da energia elétrica convertida em energia
térmica que é perdida para o meio ou transferida ao propelente.
ef
T
P
P
η
=
(2.15)
onde P
ef
é a potência efetiva convertida em calor.
A eficiência propulsiva elétrica é dada por:
η
∆
−
∆
== =
&
2
2
,
exaustão
1
()
()
2
2
e
eef
T
s
mV
VV
E
PP P
(2.16)
60
onde V
e
é a velocidade de exaustão com aquecimento e V
e,f
é a velocidade de
exaustão sem aquecimento. V
e,f
pode ser calculada por
,
,
2
1
cf
ef
RT
V
γ
γ
=
−
(2.17)
onde R
é a constante do gás e T
c,f
é a temperatura da câmara sem
aquecimento. Para o caso do óxido nitroso a 293 K, tem-se:
2
,
2
1, 27 3
691 /
189
ef
Vms
m
R
sK
γ
=
⎧⎫
⎪⎪
→=
⎨⎬
=
⎪⎪
⎩⎭
(2.18)
Se não ocorrer aquecimento do gás a Eq. (2.16) mostra que a eficiência
propulsiva elétrica é zero.
A eficiência propulsiva combinada elétrica e química é a razão entre a potência
do jato de exaustão e a potência elétrica fornecida somada ao fluxo de entalpia
do propelente:
η
−
== = ==−≅−
+++
&
&&
22 2
2
22 2
11
2
ee eoceee
F
i i e e oc oc oc
mV V V h h h T
Pmh Pmh h V h h T
(2.19)
Verifica-se na Eq. (2.19) que se não houver transferência de calor para o gás,
oc e
TT≅
, e então
0
F
η
=
. Se houver transferência de calor completa para o gás
então
oc
T
e
F
η
atinge valores máximos. Caso houvesse transferência de uma
potência muito alta, sem perdas de calor, então se atingiria
1
F
η
≅
.
61
A eficiência de velocidade característica é dada por
()
*
,exp
*
exp exp
(1)*
1
21
2
t
c
c
teo
teo
teo
teo teo teo
teo
PA
cm
c
RT
γ
γ
η
γ
γ
+
−
==
+
⎛⎞
⎜⎟
⎝⎠
&
(2.20)
onde
*
exp
c
é a velocidade característica medida na câmara termo-catalítica e
*
teo
c
é a velocidade característica calculada teoricamente. O índice exp refere-
se às condições experimentais e o índice teo refere-se às condições teóricas.
No caso do N
2
O podem-se utilizar as condições adiabáticas com
decomposição completa, assumindo T
teo
= 1920 K,
γ
teo
=
1,288 e R
teo
= 189
J/kg/K.
A velocidade característica é baseada na teoria de performance ideal para
escoamento isentrópico quase-unidimensional, com condições sônicas na
garganta e velocidade desprezível na câmara de aquecimento.
A eficiência de velocidade característica compara a velocidade característica
obtida de medidas de vazão mássica e pressão na câmara com os valores
teóricos para a temperatura e a composição na câmara correspondendo a uma
decomposição adiabática completa do propelente. Uma aproximação melhor
para a velocidade característica teórica é feita considerando-se a temperatura e
a medidas obtidas experimentalmente, pois assim a eficiência de C* irá
considerar efeitos de viscosidade e ineficiências não levadas em conta no
modelo de escoamento ideal (Pasini et al., 2007).
2.2. Análise Termoquímica
A seguir é apresentada uma análise termoquímica do escoamento ao longo do
propulsor, para cálculo da temperatura, composição dos gases na saída da
62
câmara e dos parâmetros propulsivos, uma vez especificadas a razão de
expansão da tubeira e a pressão na câmara de aquecimento.
Para esta análise, foram admitidas as seguintes hipóteses simplificadoras:
1) Escoamento isentrópico na tubeira.
2) Pressão constante na câmara de aquecimento.
3) Empuxo constante.
4) Não há transferência de calor pelas paredes do motor.
5) Vazão mássica de propelente é constante.
6) Efeitos do atrito e camada limite são desprezados.
7) O fluido de trabalho obedece à lei do gás perfeito.
São então considerados dois casos para a determinação da temperatura e
composição do gás na saída da câmara de aquecimento:
1) O N
2
O apresenta um grau de dissociação fixo na saída da câmara
termo-catalítica.
2) O N
2
O encontra-se totalmente dissociado e os produtos da
decomposição estão em equilíbrio químico na saída da câmara
termo-catalítica.
2.2.1 Primeiro Caso: Composição Pré-Fixada na Saída do Leito Catalítico
No primeiro caso a composição dos produtos é pré-fixada e independe da
temperatura final de aquecimento. Considerando uma fração z de N
2
O
dissociada, tem-se:
N
2
O Æ (1- z)N
2
O + zN
2
+ ½zO
2
+ ∆H (R2)
63
Neste caso o calor total recebido pelos produtos é z∆H + Q por mol de N
2
O
entrando no sistema, onde Q é o calor externo adicionado por mol de N
2
O. O
calor fornecido é relacionado à potência por
44QPm
=
&
, onde 44 kg/kg-mol é
a massa molar do N
2
O.
Desprezando-se a variação da energia cinética do gás (admitindo números de
Mach baixos na câmara), a temperatura de estagnação final após aquecimento
é dada, aproximadamente, por:
(
)
44
oc c i
P
zm H P
TTT
mc
η
∆+
≅≅+
&
&
(2.21)
onde T
i
é a temperatura de entrada e c
p
é o calor específico da mistura
gasosa, calculado a partir de
=
p
pmist
ccM
(2.22)
=++
2,2 2,2 2,2
p
N O pN O N pN O pO
cXc Xc Xc
(2.23)
=++
22 22 22mist N O N O N N O O
MXMXMXM
(2.24)
(
)
(
)
(
)
2
112
NO
Xzz=− +
,
(
)
(
)
2
12
N
Xz z=+
,
(
) ()
(
)
2
21 2
O
Xz z=+
(2.25)
onde
,
p
k
c
é o calor específico molar da espécie k = N
2
O, N
2
ou O
2
, calculado
na temperatura média
T
m
= (T
i
+ T
c
)/2.
O seguinte processo iterativo é usado para calcular
T
c
: a) toma-se um valor
inicial de T
c
, b) calcula-se c
p
pelas Eqs. (2.22 – 2.25) e c) recalcula-se T
c
pela
Eq. (2.21). Se a diferença entre o novo valor e o valor anterior de T
c
for maior
que 1 K, continua-se o processo iterativo.
Se não houver dissociação nenhuma do propelente,
z = 0, e a Eq. (2.21)
simplifica-se para
64
oc c i
P
P
TTT
mc
η
≅≅+
&
(2.26)
onde
=
,2
()
p
pN O m
cc T
.
Um escoamento em um duto de área constante com aquecimento pode
apresentar entupimento se o aquecimento for excessivo. Isto ocorre quando o
número de Mach na saída da câmara for igual a 1. Desconsiderando a
presença do leito catalítico, o número de Mach na saída da câmara de
aquecimento (Oates, 1984) pode ser calculado por:
γγ
=
−+−+
2
1/ 2
2
12 (12( 1))
c
f
M
ff
(2.27)
onde
(
)
()
γ
γ
⎡⎤
⎛⎞
+−
⎣⎦
=+
⎜⎟
⎜⎟
+
⎝⎠
&
2
2
2
2
,
11/2
1
1
i
i
p
mi
i
M
P
fM
mc T
M
e M
i
é o número de Mach na
entrada da câmara de aquecimento.
Portanto, conhecidas as condições de injeção na câmara pode-se determinar
qual o valor de P máximo, isto é, aquele que faz M
c
= 1.
2.2.2 Segundo Caso: Equilíbrio Químico na Saída da Câmara
Neste caso considera-se que haja dissociação total do propelente e tempo
suficiente para o equilíbrio químico ser atingido após a dissociação no leito
catalítico e após o processo de aquecimento elétrico. Admite-se que o
catalisador decomponha completamente o N
2
O antes da adição de energia
elétrica.
São utilizadas as leis de conservação de massa e energia e a minimização da
energia livre de Gibbs para determinar a composição e a temperatura final dos
produtos da decomposição.
65
Para simular este caso empregou-se o programa de equilíbrio químico NASA
CEA 2004, considerando diversos produtos de decomposição: N
2
O, N
2
, O
2
, O,
N, NO, NO
2
e outros. Para simular a adição de certa quantidade de energia por
mol de N
2
O, adotou-se o artifício de aumentar a energia de formação do
propelente N
2
O na entrada no programa CEA 2004.
Os resultados teóricos obtidos para os dois casos são apresentados a seguir.
2.3 Resultados teóricos
Os parâmetros de desempenho teóricos de um propulsor resistojato
empregando óxido nitroso como propelente foram determinados por meio de
um programa escrito em linguagem Matlab para o primeiro caso, admitindo
composição prefixada, e pelo programa CEA 2004 da NASA para o segundo
caso, admitindo equilíbrio químico.
Foram obtidas as curvas do impulso específico,
Isp, da temperatura final na
câmara de aquecimento, T
c
, e do empuxo, F, versus a potência elétrica
fornecida. Foi adotada uma pressão na câmara de aquecimento P
c
= 5 atm,
temperatura de entrada dos propelentes T
i
= 300 K e foram desprezadas as
perdas de calor, isto é, tomou-se η
F
= 1.
As Figuras 2.2, 2.3 e 2.4 mostram, respectivamente, o impulso específico, a
temperatura e o empuxo versus potência elétrica fornecida, para o caso de um
escoamento com aquecimento sem nenhuma dissociação do N
2
O, para
diversas vazões mássicas do propelente.
Pode-se notar nas Figuras 2.2, 2.3 e 2.4 que o aumento da potência fornecida
ao escoamento produz um aumento do impulso específico, da temperatura de
aquecimento e do empuxo. Com 1000 W de potência e uma vazão mássica de
0.2 g/s, o impulso específico fica em cerca de 330 s, a temperatura de
66
aquecimento alcança 3800 K e o empuxo atinge 1,2 N, apresentando um ótimo
desempenho com relação a outros propulsores. Foi verificado que o número de
Mach no fim da câmara de aquecimento era sempre menor que 1. O empuxo
diminui com a redução da vazão mássica.
As Figuras 2.5, 2.6 e 2.7 mostram, respectivamente, o efeito da dissociação do
óxido nitroso, referente ao primeiro caso, sobre o impulso específico, a
temperatura após aquecimento e o empuxo, variando-se a potência de
aquecimento para uma vazão mássica de 0,25 g/s simulando a vazão nas
condições de projeto e uma temperatura de exaustão T
e
= 300 K.
Pode-se observar nas figuras 2.5, 2.6 e 2.7 que o aumento do grau de
dissociação implica em aumentos do impulso específico, da temperatura após
aquecimento e do empuxo, resultantes da liberação de energia durante a
dissociação de parcelas do escoamento de óxido nitroso. Com 1000 W e
dissociação total, isto é, z = 1, o impulso específico alcança cerca de 400 s, a
temperatura após aquecimento é próxima a 6000 K, e o empuxo atinge cerca
de 0,8 N. Neste caso, a temperatura está muito acima dos valores toleráveis
pelos materiais das câmaras. Note-se também que não foram consideradas as
perdas de calor que poderiam reduzir significativamente as temperaturas
atingidas.
As Figuras 2.8, 2.9 e 2.10 mostram, respectivamente, o impulso específico, a
temperatura após aquecimento e o empuxo, considerando escoamentos na
câmara com equilíbrio químico, para diversas vazões mássicas. Neste caso
consideraram-se tubeiras adaptadas, com razão de expansão igual a 4, para
realização de testes em bancada, a cerca de 600 m de altitude, e também
tubeiras adaptadas, com razão de expansão 50, para operação em grandes
altitudes. O escoamento na tubeira foi considerado congelado, isto é, a
composição ao longo da tubeira permanecia igual à composição no fim da
câmara de aquecimento.
67
O mesmo comportamento dos casos anteriores é observado, ou seja, um
aumento da potência causa aumentos nos impulsos específicos, temperaturas
e empuxos. Os valores de impulso específico são maiores que nos casos
anteriores, visto que neste caso que o catalisador e o processo de aquecimento
permitem decompor o N
2
O, independentemente do calor fornecido ao
escoamento.
A Figura 2.9 mostra a temperatura após aquecimento versus potência elétrica
fornecida, admitindo processo com equilíbrio químico na câmara e escoamento
congelado na tubeira (adaptada), para diversas vazões mássicas do
propelente, com
P
c
= 5 bar. Pode-se observar que as temperaturas não mudam
com o aumento da razão da expansão porque é considerado que a composição
química ao longo da tubeira seja igual ao final da câmara de aquecimento.
Resistojatos com tubeiras tendo razão de expansão 50 apresentam impulsos
específicos maiores, temperaturas menores e empuxos maiores que os
resistojatos com tubeiras tendo razão de expansão 4.
0 200 400 600 800 1000
50
100
150
200
250
300
350
P (W)
Isp (s)
0.2 g/s
0.4 g/s
0.6 g/s
0.8 g/s
Figura 2.2 - Impulso específico versus potência elétrica fornecida para o caso
sem dissociação do N
2
O, z = 0, para diversas vazões mássicas do
propelente.
68
0 200 400 600 800 1000
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
3500
4000
P (W)
Tc (K)
0.2 g/s
0.4 g/s
0.6 g/s
0.8 g/s
Figura 2.3 - Temperatura após aquecimento versus potência elétrica fornecida
para o caso sem dissociação do N
2
O, z = 0, para diversas vazões
mássicas do propelente.
0 200 400 600 800 1000
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
P (W)
F(N)
0.2 g/s
0.4 g/s
0.6 g/s
0.8 g/s
Figura 2.4 - Empuxo versus potência elétrica fornecida para o caso sem
dissociação do N
2
O, z = 0, para diversas vazões mássicas do
propelente.
69
0 200 400 600 800 1000
50
100
150
200
250
300
350
400
P (W)
Isp (s)
z = 0
z = 0.25
z = 0.50
z = 0.75
z = 1.00
Figura 2.5 - Efeito do grau de dissociação do N
2
O sobre o impulso específico
para várias potências elétricas, com uma vazão mássica 0,25 g/s.
0 200 400 600 800 1000
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
P(W)
T
c
(K)
z = 0
z = 0.25
z = 0.50
z = 0.75
z = 1.00
Figura 2.6 - Efeito do grau de dissociação do N
2
O sobre a temperatura de
aquecimento para várias potências elétricas, com uma vazão
mássica 0,25 g/s.
70
0 200 400 600 800 1000
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
P (W)
F(N)
z = 0
z = 0.25
z = 0.50
z = 0.75
z = 1.00
Figura 2.7 - Efeito do grau de dissociação do N
2
O sobre o empuxo para várias
potências elétricas, com uma vazão mássica 0,25 g/s.
71
160
200
240
280
320
360
0 200 400 600 800 1000
P (W)
Isp (s)
0.2 g/s
0.4 g/s
0.6 g/s
0.8 g/s
a) ε = 4
160
200
240
280
320
360
0 200 400 600 800 1000
P (W)
Isp (s)
0.2 g/s
0.4 g/s
0.6 g/s
0.8 g/s
b) ε = 50
Figura 2.8 - Impulso específico versus potência elétrica fornecida, admitindo
processo com equilíbrio químico na câmara e escoamento
congelado na tubeira (adaptada), para diversas vazões mássicas
do propelente, com
P
c
= 5 bar.
72
1800
2400
3000
3600
4200
4800
5400
6000
0 200 400 600 800 1000
P (W)
T
c
(K)
0.2 g/s
0.4 g/s
0.6 g/s
0.8 g/s
a) ε = 4
1800
2400
3000
3600
4200
4800
5400
6000
0 200 400 600 800 1000
P (W)
T
c
(K)
0.2 g/s
0.4 g/s
0.6 g/s
0.8 g/s
b) ε = 50
Figura 2.9 - Temperatura após aquecimento versus potência elétrica fornecida,
admitindo processo com equilíbrio químico na câmara e escoamento
congelado na tubeira (adaptada), para diversas vazões mássicas do
propelente, com
P
c
= 5 bar.
73
0,0
0,2
0,4
0,6
0,8
1,0
1,2
1,4
1,6
1,8
2,0
0 200 400 600 800 1000
P (W)
F (N)
0.2 g/s 0.4 g/s
0.6 g/s 0.8 g/s
a) ε = 4
0,0
0,2
0,4
0,6
0,8
1,0
1,2
1,4
1,6
1,8
2,0
0 200 400 600 800 1000
P (W)
F (N)
0.2 g/s 0.4 g/s
0.6 g/s 0.8 g/s
b) ε = 50
Figura 2.10 - Empuxo versus potência elétrica fornecida, admitindo processo
com equilíbrio químico na câmara e escoamento congelado na
tubeira (adaptada), para diversas vazões mássicas do propelente,
com
P
c
= 5 bar.
74
75
3 Desenvolvimento Experimental
Neste capítulo é feita a descrição do protótipo do propulsor eletrotérmico
catalítico construído e da bancada para testes do propulsor. Os projetos foram
feitos com ajuda do software de engenharia mecânica Solidworks 2007, o que
permitiu uma análise mais fácil da montagem dos diversos sistemas do
propulsor e da bancada, e simplificou o estudo de interferências e de eventuais
alterações e redimensionamentos.
3.1 Projeto do Protótipo do Propulsor Eletrotérmico Catalítico
Para definir o projeto do propulsor eletrotérmico catalítico foram analisadas
diversas configurações de resistojatos na literatura, como as mostradas no
Capítulo 1. Foram então consideradas as configurações com menor perda de
calor e a disponibilidade de resistências elétricas no mercado nacional. Em
decorrência, escolheu-se um resistojato com aquecedor central, contendo um
cartucho de alta potência colocado ao longo do eixo da câmara de
aquecimento, um sistema injetor simples tangencial, uma pré-câmara de
aquecimento, um leito catalítico circundando o aquecedor, uma pós-câmara de
aquecimento, camadas de isolamento térmico ao redor da câmara de
aquecimento e uma tubeira.
Considerando as condições de teste, os níveis de empuxo e a potência
disponível em um satélite de porte médio e tendo em conta os resultados
teóricos obtidos no Capítulo 2, foram adotados os valores de referência
mostrados na Tabela 3.1 para o projeto inicial do protótipo do propulsor de
resistojato catalítico. Verificou-se, mediante simulações com o programa NASA
CEA-2004, que o coeficiente de empuxo era pouco sensível a variações de
pressão.
A altitude dos testes foi de cerca de 600 m, resultando em uma pressão
atmosférica P
a
= 0,94 atm. Consequentemente, para uma pressão na câmara
76
de aquecimento P
c
= 5 atm, a tubeira fica adaptada (pressão de saída da
tubeira P
e
= P
a
), aproximadamente, para uma razão de expansão
ε
= 4.
Com os dados da Tabela 3.1, calculou-se a área da garganta da tubeira:
2
5
0,5
0,694 mm
1,44 5.10
t
FC
F
A
CP
== =
×
(3.1)
dando o diâmetro da garganta da tubeira:
4
0,94
t
t
A
Dmm
π
=≅
(3.2)
A área de saída da tubeira ficou:
2
4 0,384 2,777mm
ee
AA
ε
==× =
(3.3)
com o diâmetro de saída da tubeira:
4
1, 8 8
e
e
A
Dmm
π
=≅
(3.4)
Tabela 3.1 - Valores de referência para o projeto inicial do protótipo de
resistojato catalítico.
Potência máxima (W)
500
Empuxo máximo (N) 0,5
Razão de expansão da tubeira, ε (-) 4
Diâmetro da garganta da tubeira (mm) 0,94
Coeficiente de empuxo (-) 1,44
Pressão na câmara (atm) 5
Impulso específico máximo (s) 200
Vazão mássica (g/s) 0,25
77
3.1.1Protótipo do Propulsor Eletrotérmico
Uma vista em corte do projeto inicial do protótipo do propulsor eletrotérmico
sem o isolamento térmico é mostrada na Figura 3.1. O propulsor foi fabricado
em aço inox 316 e é constituído de três seções principais. A primeira seção é a
pré-câmara onde ocorre a injeção tangencial do propelente. O propelente
injetado resfria a parte inicial da resistência em cartucho que atravessa a pré-
câmara. A segunda seção corresponde ao leito catalítico circundando a
resistência, sendo delimitada pelas telas de retenção do catalisador. Os gases
injetados tangencialmente são aquecidos pela resistência e pelo leito catalítico
também pré-aquecido. Os gases podem ser decompostos térmica ou
cataliticamente. A terceira seção inclui a pós-câmara de aquecimento e a
tubeira, sendo delimitada por tubos cilíndricos de diferentes comprimentos
usados para variar o comprimento do leito catalítico. A tubeira converte a
energia térmica dos gases em energia cinética de exaustão.
Figura 3.1 - Vista em corte do projeto inicial do protótipo do propulsor
eletrotérmico catalítico.
78
Os projetos de cada componente do protótipo são mostrados no Apêndice A.
A seguir são apresentadas descrições dos sistemas do propulsor e da
bancada.
3.1.2 Projeto do Sistema de Aquecimento
Uma resistência elétrica do tipo cartucho, compacta e de alta potência, com 10
mm de diâmetro e 130 mm de comprimento, foi adquirida da empresa
Wattcron. O cartucho é constituído de um filamento de níquel-cromo isolado
com óxido de magnésio, revestido em aço inox 304, pode suportar uma
temperatura máxima de 700
o
C e fornece uma potência máxima de 500 W.
O cartucho possui um termopar do tipo K (operando na faixa de -200 a 1200
o
C) para controle interno da temperatura, visando evitar a queima do filamento.
A base do cartucho apresenta uma rosca cônica NPT, para evitar vazamentos
dos gases aquecidos, e um sextavado para aperto.
A área superficial do aquecedor é:
22
cm84,40mm07,4084130522 ==××π=π= RLA
s
(3.5)
A densidade de potência é:
2
cmW24,12
8440
500
==
,A
P
s
(3.6)
A densidade de potência deve ser inferior a 15 W/cm
2
, conforme estabelecido
pelo fabricante da resistência. A Figura 3.2 mostra o projeto e uma foto do
cartucho fornecido pela empresa Wattcron.
79
a) Resistência projetada.
b) Resistência elétrica.
Figura 3.2 - Projeto e foto do cartucho aquecedor utilizado.
A Figura 3.3 mostra duas câmaras utilizadas nesta pesquisa. Nos testes iniciais
com a primeira câmara, não se obtinha o entupimento da tubeira e não se
80
atingia a pressão prevista na câmara, devido à baixa vazão na alimentação.
Construiu-se então uma segunda câmara para estudar modificações na injeção
a fim de serem obtidas as condições de operação desejadas. Uma vez
identificado o diâmetro de injeção adequado foi então feita a mesma alteração
na primeira câmara.
No lado esquerdo da Figura 3.3 é exibida a primeira câmara com dois suportes
para sensores de pressão, junto com a barreira térmica e os tubos para fixação
do leito catalítico. No lado direito é exibida a segunda câmara com apenas um
sensor de pressão, tubeira, flange e um sistema de injeção.
Para vedar os flanges foram utilizados anéis de alumínio e silicone. Para
vedação dos sensores de pressão no propulsor foram utilizados “o-rings” de
viton.
Os flanges largos nas extremidades servem para a fixação do propulsor na
balança de empuxo e para soldagem dos suportes dos sensores de pressão e
dos termopares. “Para os sensores de pressão foi feito um furo simples e
soldado um tubo de ¼”. Para o sensor de temperatura foi usinada uma rosca
cônica NPT de 1/8” para encaixar o bucim do termopar. O uso de suportes
reduz a transferência de calor para os sensores de pressão.
81
a)Câmara termo-catalítica principal.
b) Câmara termo-catalítica adaptada.
Figura 3.3 - Fotos das câmaras fabricadas.
82
3.1.3 Leito Catalítico
O leito catalítico é constituído de grãos de catalisadores distribuídos ao redor
do aquecedor central e retidos por duas telas. O comprimento do leito é
modificado pela substituição de tubos cilíndricos de comprimento variável.
Esses tubos são mostrados no Figura 3.4 e, em mais detalhe, no Apêndice A.
Foram fabricados diferentes tubos para fornecer leitos catalíticos com
comprimentos de 10, 20, 40, 50 e 75 % do volume do leito da câmara termo-
catalítica do propulsor, conforme mostrado na Figura 3.4. O catalisador
também melhora a eficiência térmica, pois aumenta a área quente em contato
com o gás e reduz a velocidade do escoamento.
Figura 3.4 - Esquema do propulsor mostrando o leito catalítico e suporte.
83
Há dois ressaltos no interior da câmara termo-catalítica que servem para fixar
as telas de retenção do catalisador. Tubos feitos em aço inox foram soldados e
colocados no interior da câmara, preenchidos com alumina ou com
catalisadores. A princípio, o uso da alumina pura (Al
2
O
3
) na câmara termo-
catalítica não tem efeito na decomposição do propelente, apenas aumenta a
eficiência térmica do propulsor. De acordo com (Lawrence et al, 2000) a
decomposição do óxido nitroso começa em torno de 520 ºC sem o uso de
catalisadores.
A forma mais eficiente para decompor o óxido nitroso em baixas temperaturas
é através da ação de catalisadores. Portanto foi utilizado um catalisador de
Ru/Al
2
O
3
desenvolvido no laboratório químico do LCP/INPE para realizar a
decomposição do óxido nitroso. Como não havia uma quantidade suficiente
para preencher todo o leito catalítico, utilizou-se alumina pura antes do
catalisador para aquecer o propelente N
2
O e facilitar a sua decomposição. A
Figura 3.5 mostra fotos dos grãos de catalisadores de Ru/Al
2
O
3
e dos grãos de
alumina pura utilizados.
b)Al
2
O
3
b) Ru/Al
2
O
3
Figura 3.5 - Fotos dos grãos de alumina pura e do catalisador de Ru/Al
2
O
3
.
84
3.1.4 Barreira Térmica
A barreira térmica, mostrada na Figura 3.6, serve como suporte e para reduzir
a transferência de calor para a célula de carga utilizada para medida do
empuxo.
Figura 3.6 - Barreira térmica do propulsor.
3.1.5 Sistema de Injeção
Foi construído um sistema de injeção em que o gás propelente entra
tangencialmente na pré-câmara de aquecimento, circulando ao redor da
resistência elétrica e, consequentemente, aumentando o tempo de contato para
aquecimento.
A Figura 3.7a mostra um corte transversal da pré-câmara de aquecimento, com
o injetor tangencial. Pode-se observar a barreira térmica, um termopar e o
suporte para o sensor de pressão na parte superior. A Figura 3.7b mostra o
tubo por onde é injetado o propelente.
85
a)Corte transversal do propulsor.
b) Sistema de injeção.
Figura 3.7 - Vista do injetor e da barreira térmica.
86
O projeto inicial da injeção consistia em um furo tangencial de diâmetro 1,57
mm, porém com esta medida não ocorria o entupimento da tubeira e não se
alcançava a pressão prevista de 5 bar na câmara termo-catalítica. Utilizando-se
uma segunda câmara para testes de modificações, verificou-se que um furo de
injeção de diâmetro 3,16 mm permitia o enchimento rápido da câmara e o
entupimento da tubeira. Em vista disso foi feita também a alteração na primeira
câmara. A Figura 3.8 mostra o protótipo montado antes e depois de sofrer a
alteração no sistema de injeção. Notar que o tubo de alimentação da primeira
câmara foi também substituído por outro tubo com uma mangueira flexível
acoplada para reduzir interferências na medida de empuxo.
a) Vista do sistema de injeção inicial.
Figura 3.8- Fotos do protótipo montado na balança de empuxo antes e depois
das alterações na injeção.
87
b) Vista da adaptação no sistema de injeção.
3.1.6 Célula de Carga
A célula de carga serve para medir o empuxo provocado pela exaustão dos
gases através da tubeira. O deslocamento provocado pela ejeção de gases
provoca uma deformação na célula de carga que é captada por uma ponte de
Wheatstone cuja resistência ôhmica é convertida em um sinal de tensão de
saída da ordem de mV. Como o sinal é muito pequeno, pouco acima do nível
de ruído, foi construído um amplificador para permitir a leitura do sinal pelo
sistema de aquisição de dados.
Foi empregada uma célula de carga de capacidade nominal de 300 g fornecida
pela Weightech, possibilitando medidas de até 3 N de empuxo. Esta célula de
88
carga é muito sensível a toques ou contatos, um simples empurrão na balança
de empuxo poderia danificá-la, mesmo estando desligada.
A Figura 3.9 mostra uma vista 3D e uma foto do propulsor apoiado sobre a
balança de empuxo, constituída de uma lâmina móvel na seção da tubeira e da
célula de carga apoiada na barreira térmica, junto à injeção.
a) Vista 3D do propulsor.
Figura 3.9 - Vista 3D e foto do propulsor apoiado sobre a célula de carga.
(Continua)
89
b) Celula de carga apoida n propulsor.
3.1.7 Tubeira
A tubeira é um bocal com seções convergente e divergente. Se houver um
diferencial de pressão grande entre a câmara (pressão alta) e o ambiente
(pressão baixa) o escoamento converge com velocidade subsônica da câmara
catalítica para a garganta onde ocorre entupimento e o escoamento se torna
sônico. A partir daí, ao longo do divergente da tubeira, o escoamento torna-se
supersônico. Para que a tubeira seja adaptada às condições de teste e forneça
empuxo máximo, deve-se utilizar uma razão de expansão, aproximadamente,
ε
= 4 para altitude de 600 m.
A Figura 3.10 mostra uma vista em corte e uma foto da tubeira projetada. A
tubeira foi fabricada com aço inox 316. Mesmo com a modificação no sistema
de injeção, não se atingia pressões elevadas na câmara. Em conseqüência,
90
uma nova tubeira foi feita com diâmetro de garganta 0,7 mm permitindo, assim,
se alcançar pressões na câmara de até 10 bar.
a) Vista 3D.
b) Tubeira.
Figura 3.10 - Vista 3D em corte e foto da tubeira.
3.1.8 Linha de Alimentação e Instrumentação
Os equipamentos usados para instrumentação e controle do escoamento na
linha de alimentação são descritos a seguir.
91
1. Tanque de N
2
O: propelente fornecido pela Air Liquide, com N
2
O armazenado
em condições de saturação a cerca de 52 bar a 20
o
C.
2. Tanque de N
2
: gás pressurizante fornecido pela Air liquide, com pressão de
armazenamento de 200 bar.
3. Regulador de Pressão: modelo RON 320 aletado fornecido pela Oxicamp,
com as seguintes características: pressão de entrada até 70 bar, faixa de
operação de 0 a 20 bar. Serve para baixar a pressão do tanque de propelente
para uma pressão da linha de trabalho do propulsor, de 2 até 14 bar, ele é
muito utilizado para evitar que o gás congele na saída do regulador. A Figura
3.11 mostra fotos dos tanques de propelentes e do regulador de pressão
montado em um cilindro de óxido nitroso.
a) Tanque de propelentes.
Figura 3.11 - Fotos dos tanques de propelentes e do regulador de pressão
aletado para óxido nitroso (Continua)
92
w
b) Regulador de pressão aletado.
4. Filtro: modelo FTH-4T-10-S316 fornecido pela Hylok-Brasil, com as
seguintes características: construído em aço inox, filtro em tê, faixa de pressão
até 413 bar, temperatura de -23 a 200
o
C, elementos filtrantes sinterizados
substituíveis com tamanho nominal dos poros de 50 µm. O filtro foi posicionado
após o regulador de pressão como mostra o esquema da Figura 3.14 para
evitar que impurezas contidas no tanque de propelente contaminassem a linha
de alimentação, instrumentação e a câmara catalítica .
5. Válvula on/off – modelo SS-41GS2 série 40G da Sawgelok, fornecida pela
Tecflux com as seguintes características: faixa de pressão até 206 bar,
construído em aço inox, 2 vias e faixa de temperatura de -53 a 148
o
C . Foi
utilizada na linha após o filtro para condição de operação manual.
6. Válvula eletropneumática: modelo SS-42GS4-SC11-31CD Série 40G da
Sawgelok fornecida pela Tecflux, com as seguintes características: válvula do
tipo esfera em aço inox, 2 vias e com atuador pneumático normalmente
93
fechado. Foi utilizada para controle e segurança remota do sistema de
alimentação do propulsor.
7. Válvula Solenóide: modelo B110BW20/521, fornecida pela Aicás
Eletrovalvulas, com as seguintes características: construída em aço inox, 2 vias
com ação direta, vedação ptfe, faixa de pressão 0 a 35 bar, normalmente
fechada, orifício de 2 mm. Foi utilizada para dar inicio aos testes e o
acionamento elétrico é feito por um sistema de aquisição.
8. Válvula de Retenção: modelo CVH1-H4T-1-S316 da Hylok fornecida pela
Hylok-Brasil, com as seguintes características: construída em aço inox,
extremidades anilhadas, pressão máxima de trabalho até 413 bar. Essa válvula
evita que haja retorno de propelentes ou gases para a linha.
9. Sensores de Temperatura: foram utilizados termopares do tipo "k" fornecido
pela Salvi Casagrande, com as seguintes características: isolação mineral,
faixa de medição de -200 a 1200
o
C, 1,5 mm de diâmetro, 100 mm
comprimento, bucim de 1/8 e conector mini-macho. Foram utilizados 4
termopares, um na pré-câmara, um no leito catalítico, na saída da câmara e
entrada da tubeira e um dentro da resistência de aquecimento.
10. Transdutores de Pressão: Modelo S-11 fornecido pela Wika, com as
seguintes características: faixa de pressão 0 a 10, 0 a 25, 0 a 100 bar,
temperatura de -30 a 150
o
C , anel de vedação em Ptfe. Foram utilizados dois
sensores de pressão, um na pré-câmara e um na pós-câmara.
11. Sistema de Aquisição de Dados: o sistema National Instruments tem as
seguintes configuração: SCXI 1302 – Para entradas analógicas, Diferenciais,
PFI’s e Digitais; SCXI 1102 – Para entradas de termopares de todos os
modelos; SCXI 1303 – Saídas Digitais (Somente em uma das aquisições);
SCXI 1000 – Chassis que recebe as borneiras descritas acima; PCI – MIO –
16E – Placa de aquisição que se encontra dentro do gabinete do computador.
94
Este Painel tem a seguinte Configuração: 32 Canais; 16 Canais de Entradas
Analógicas; 10 Canais de Entradas diferenciais; 6 Canais de Saídas digitais.
Eles podem ser utilizados para medir e controlar temperatura, pressão,
medidas de empuxo, válvulas, etc. A Figura 3.12 mostra o sistema de aquisição
utilizado.
Figura 3.12 - Sistema de aquisição utilizado.
12
. Medidor Controlador de Vazão Mássica: modelo GFC-17 da Aalborg
fornecido pela Vika Controls, com as seguintes características: pressão
máxima de operação 34,5 bar, faixa de temperatura de 5 a 50
o
C , máxima
diferença de pressão 3,4 bar, tempo de resposta 2 segundos, faixa de vazão 0
a 5 l/min, construído em aço inox 316. Foi utilizado para medir e controlar o
fluxo de propelente na câmara através da abertura e fechamento de uma
válvula. A Figura 3.13 mostra o medidor e controlador de vazão AALBORG
para o gás óxido nitroso.
95
Figura 3.13 - Medidor controlador de vazão mássica.
3.2 Projeto da Bancada de Testes
As Figuras 3.14 e 3.15 mostram um esquema e uma vista da bancada de
testes, respectivamente. A bancada é constituída de suporte, tanque de N
2
O,
regulador de pressão, linha de alimentação, válvulas, medidor-controlador de
vazão, uma fonte de potência e sensores de pressão e temperatura.
96
Figura 3.14 - Esquema da bancada de testes.
Figura 3.15 - Vista da bancada de testes apoiada sobre uma mesa.
97
3.2.1 Instrumentos Utilizados na Bancada de Testes
A Figura 3.16 mostra alguns equipamentos usados na bancada de testes do
propulsor eletrotérmico catalítico, podendo-se ver também a fonte de potência
usada para fornecer energia ao propulsor.
a) Equipamentos utilizados na bancada de testes.
Figura 3.16 - Fotos de equipamentos utilizados na operação e testes do
propulsor eletrotérmico
98
b) Fonte de potência.
A Figura 3.17 mostra uma vista 3D e uma foto do sistema de controle de vazão,
com sensores de pressão e válvulas do sistema de controle de injeção do óxido
nitroso, como válvulas eletro-pneumática, solenóide e de retenção. Todos
esses sistemas são apoiados e fixados sobre um suporte.
99
a) Vista 3D
a)Vista 3D da bancada de testes com instrumentos.
b) Vista dos equipamentos montados.
Figura 3.17 - Vista 3D e foto da bancada montada com a instrumentação.
100
O suporte do propulsor é apoiado sobre uma mesa conforme mostrado na
Figura 3.18. Outros componentes poderiam também ser apoiados sobre a
mesa, porém devem-se evitar quaisquer vibrações na mesa para não
influenciar nas medidas, devido aos baixos empuxos obtidos.
Os transdutores de pressão são posicionados na entrada e saída da câmara
catalítica e na linha. Os sensores de temperaturas estão distribuídos na
entrada e na saída da câmara catalítica, dentro da resistência e no leito
catalítico para medir e controlar o aquecimento e determinar a eficiência
térmica do propulsor.
Os sinais dos transdutores de pressão e dos sensores de temperaturas são
coletados via um sistema de aquisição de dados com software LabView, que
também controla a abertura e fechamento das válvulas do sistema propulsivo.
A Figura 3.18 mostra a válvula solenóide de segurança que dá início aos testes
através da sua abertura e fechamento. Esta válvula é controlada remotamente
e permite abortar o teste a qualquer instante através de uma interface gráfica
do LabView, mostrada na Figura 3.19.
101
Figura 3.18 - Vista 3D da bancada de testes sobre a mesa.
102
Figura 3.19 - Interface gráfica em LabView para teste do propulsor
eletrotérmico catalítico.
103
A figura 3.20 mostra foto do início da montagem da bancada de testes sobre
um suporte fixo, mostra também o propulsor apoiado sobre as lâminas, célula
de carga, todos fixados sobre um suporte.
A escolha das lâminas para a balança de empuxo do propulsor é um passo
importante, pois ela deve se flexionar suficientemente quando for aplicada uma
pequena força. Por isso, foram escolhidas lâminas de 0,3 e de 0,4 mm de
espessura, o comprimento foi escolhido depois das medidas a partir de pesos
conhecidos, a que mais se adaptou para este trabalho foi a de 0,3 mm de
espessura, com 80 mm de comprimento e 60 mm de largura, que é a mesma
largura do propulsor. O projeto das lâminas é visto no Apêndice A.
Foi feito o projeto do propulsor montado junto com as válvulas e instrumentos
apoiados sobre um suporte estrutural, possibilitando uma movimentação fácil
do conjunto. Este conjunto foi posteriormente utilizado como ignitor de um
propulsor híbrido de 400 N.
a) Montagem inicial da bancada de teste.
Figura 3.20 - Vista da montagem inicial da bancada de testes do propulsor
eletrotérmico. (Continua)
104
b) Montagem inicial do propulsor apoiado sobre laminas flexíveis.
A Figura 3.21 mostra fotos da bancada de testes com todos os instrumentos
posicionados e funcionando corretamente. É possível ver os sistemas de
controle de potência, sensores de pressão, termopares, sistema de controle de
temperatura da resistência através de um controle programado e os cilindros
com propelentes. Todos os sistemas que precisam de controle remoto têm um
canal de controle no sistema de aquisição de dados, que é controlado por uma
interface gráfica do software LabView.
105
a)Vista da bancada de testes.
b)Vista da fonte e sistema de controle.
Figura 3.21- Vistas da bancada de testes com sistemas de controle e
instrumentação.
106
A Figura 3.22 ilustra os dois esquemas utilizados na bancada de teste, o
primeiro protótipo foi utilizado no início dos testes, mas havia erro de leitura na
medida de empuxo devido ao baixo isolamento térmico. O erro era provocado
pelo calor irradiado ou conduzido para as lâminas do sistema de medida de
empuxo. Para reduzir este problema foi introduzido um suporte intermediário
para reduzir a troca de calor, conforme visto na Figura 3.22 no esquema de
isolamento térmico.
a) Vista de isolamento inicial do propulsor.
Figura 3.22 - Esquema do sistema de isolamento térmico para as duas fases
de testes. (Continua)
107
b) Esquema de isolamento provisório.
3.3 Ignitor Eletrotérmico Catalítico
O LCP iniciou o desenvolvimento de um propulsor híbrido de 400 N utilizando
parafina sólida e óxido nitroso líquido como propelentes.
Propulsores que usam propelentes não hipergólicos, como é o caso do
propulsor híbrido citado, necessitam de um sistema de ignição para que a
combustão dos propelentes possa ser iniciada.
Um método simples para a ignição de propelentes é a utilização de gases
quentes que em contato com os propelentes dão início à combustão. Uma vez
que o propulsor eletrotérmico catalítico desenvolvido nesta pesquisa produz e
libera óxido nitroso gasoso aquecido ou uma mistura de nitrogênio e oxigênio
aquecidos, decidiu-se utilizá-lo para dar início à combustão da parafina durante
a injeção do óxido nitroso líquido.
108
A Figura 3.23 mostra uma vista do projeto e uma foto do sistema de ignição
eletrotérmico conectado ao propulsor híbrido.
a) Vista 3D do ignitor eletrotérmico.
Figura 3.23 - Vista do sistema de ignição termo-catalítico conectado ao
propulsor de 400 N. (Continua)
109
b)Ignitor eletrotérmico catalítico.
A Figura 3.24 mostra o propulsor eletrotérmico em funcionamento como ignitor
do propulsor híbrido de 400 N. Pode-se também notar que ele continua
instrumentado com todos os sensores de pressão, termopares, válvulas e
controlador de vazão, para controle remoto do sistema, evitando-se riscos na
operação.
110
Figura 3.24 - Sistema ignitor de um propulsor híbrido.
O propulsor teve sua cor alterada depois de vários testes conforme pode ser
visto na Figura 3.25, pois chegou a trabalhar com temperaturas da ordem de
1250 K.
Os primeiros testes do propulsor eletrotérmico catalítico como ignitor foram
feitos inicialmente com a câmara do propulsor híbrido de 400N aberta, sem
tubeira, para determinar possíveis problemas de ignição e tentar corrigi-los de
forma apropriada. Um grão de parafina foi colocado na câmara do foguete
híbrido por onde entra um jato quente de óxido nitroso ou de uma mistura de
oxigênio e nitrogênio, oriunda da decomposição do óxido nitroso.
111
Figura 3.25 - Coloração após vários testes com o propulsor.
A Figura 3.26 mostra uma falha em um dos testes com o ignitor saindo apenas
fumaça, causada pala baixa temperatura do gás usado, no caso óxido nitroso
quente. Para contornar esse problema foi aumentada a temperatura de
aquecimento da resistência até que fosse iniciada a decomposição exotérmica
catalítica do óxido nitroso, deixando que uma mistura de oxigênio e nitrogênio
quente ultrapasse a temperatura de 1300K.
A Figura 3.27 mostra a chama produzida quando houve a decomposição do
óxido nitroso. Neste caso foi colocada uma pequena quantidade de parafina na
pré-câmara do propulsor híbrido, junto ao furo de injeção dos gases de ignição
112
Figura 3.26 - Falha no teste como ignitor de propulsor de 400N.
.
Figura 3.27 - Chama provocada pelo contato do gás oxigênio quente em contato
com a parafina na pré-câmara de um propulsor híbrido aberto.
113
4. RESULTADOS E DISCUSSÕES
Nesta seção são descritos os testes realizados com o protótipo do propulsor
eletrotérmico catalítico na bancada de testes especialmente construída.
Inicialmente o propulsor foi testado com nitrogênio para calibrar e qualificar a
bancada de testes. Posteriormente foi empregado como propelente o óxido
nitroso com aquecimento simples ou com decomposição catalítica.
O controle da vazão nos testes foi feito pelo ajuste da válvula agulha na saída
do regulador de pressão visto que o medidor-controlador de vazão não
apresentava bom desempenho para as vazões utilizadas com pressões na
câmara acima de 3 bar. O medidor-controlador foi então usado somente para
realizar as medidas de vazão.
Para os testes descritos neste capítulo utilizou-se uma tubeira sem o
divergente com diâmetro de garganta (saída) 0,7 mm, devido a dificuldades de
fabricação. Esta tubeira foi utilizada tanto no propulsor como no ignitor
eletrotérmico catalítico. A utilização da tubeira sem o divergente implica em
menores empuxos e menores impulsos específicos.
Ao final são também apresentados resultados dos testes do propulsor
eletrotérmico utilizado como um sistema de ignição de um propulsor híbrido de
400 N.
4.1 Resultados dos Testes com Nitrogênio
O uso inicial do nitrogênio deveu-se ao seu baixo custo comparado ao óxido
nitroso, além de ser inerte, inibindo uma eventual combustão ou explosão, e já
ser usado como pressurizante. O nitrogênio era armazenado inicialmente em
um tanque a uma pressão de 200 bar.
114
Os testes com nitrogênio gasoso foram realizados com ou sem aquecimento, e
sem utilizar catalisadores ou alumina.
A Figura 4.1 mostra as pressões medidas durante um teste usando-se
nitrogênio com aquecimento. Este teste foi realizado basicamente para
configurar o medidor e controlador de vazão, aumentando-se a vazão de forma
gradativa, verificando-se o tempo de resposta do mesmo até uma pressão
adequada. Foi verificado que na maioria das vezes o aumento instantâneo da
vazão provoca oscilações de pressão na câmara do propulsor devido ao
sistema dinâmico de válvulas e perda de carga causada pelo estrangulamento
do fluido no sistema de injeção e pela rápida expansão dos gases na câmara
termo-catalítica até ocorrer o entupimento da tubeira.
A Figura 4.2 mostra as temperaturas medidas no propulsor testado com
nitrogênio com aquecimento. O propelente foi injetado quando a resistência
atingiu cerca de 1000 K e a temperatura do leito estabilizou em torno de 400 K.
Podem-se notar na Figura 4.2 as oscilações das temperaturas devidas ao
controle de temperatura da resistência. T
res
é a temperatura medida no interior
da resistência de aquecimento, T
s
é a temperatura na saída do leito catalítico,
T
leito
a temperatura medida no leito catalítico da câmara de aquecimento (o
termopar fica posicionado entre os grãos catalisadores) e
T
inj
é a temperatura
medida na pré-câmara de aquecimento.
115
Figura 4.1- Pressões medidas em um teste com nitrogênio gasoso e com
aquecimento.
Figura 4.2 - Temperaturas obtidas em um teste com nitrogênio gasoso e com
aquecimento.
116
A Figura 4.3 mostra a vazão mássica do nitrogênio para um teste com
fornecimento de energia ao sistema. Nota-se que houve uma queda da vazão
no início, causada pelo escoamento do nitrogênio residual na linha de trabalho
de testes anteriores, pelo atraso de resposta do medidor-controlador de vazão
e pelo transiente até se obter o entupimento da tubeira.
Figura 4.3 - Vazão mássica medida em um teste com nitrogênio gasoso e com
aquecimento.
A Figura 4.4 mostra as curvas das pressões na entrada e na saída da câmara
termo-catalítica em um teste com adição de energia utilizando o N
2
. Verifica-se
que não há uma diferença significativa de pressão, apenas no início houve uma
pequena variação até se chegar ao modo estacionário com o entupimento da
tubeira.
As Figuras 4.5, 4.6 e 4.7 mostram empuxo, temperatura, vazão mássica e
pressão em função do tempo, respectivamente, para um teste realizado com
nitrogênio gasoso sem aquecimento, em torno de 298 K. Pode-se verificar na
117
Figura 4.5 que o empuxo ficou acima de 100 mN quando a vazão se
estabilizou.
Figura 4.4 - Pressões na entrada e na saída do leito termo-catalítico para um
teste com nitrogênio gasoso e com aquecimento.
A Figura 4.6 mostra um leve aumento da temperatura, de até 3K, provocada
pela dissipação viscosa no escoamento. Verifica-se que a maior variação de
temperatura ocorre no injetor visto que há uma maior dissipação viscosa
naquela região, causada pelo maior gradiente de velocidades.
A Figura 4.7 mostra a vazão mássica e a pressão em função do tempo para um
teste com nitrogênio gasoso sem aquecimento. Verifica-se que foram
necessários cerca de 150 s para haver a estabilização da vazão e o
entupimento da tubeira. Após este período a vazão foi controlada e a pressão
ficou estabilizada até o fechamento da válvula, em 600 s.
118
Figura 4.5 - Empuxo medido em um teste empregando-se nitrogênio gasoso
sem aquecimento.
Figura 4.6 - Temperaturas medidas em um teste empregando-se nitrogênio
gasoso sem aquecimento.
119
Figura 4.7 - Pressão e vazão mássica medidas em um teste empregando-se
nitrogênio gasoso sem aquecimento.
As Figuras 4.8, 4.9 e 4.10 mostram as curvas de pressão, vazão mássica e
empuxo em função do tempo para N
2
gasoso com potência de 300 W. Verifica-
se que a vazão estabilizou-se em torno de 0,19 g/s, a pressão estabilizou-se
em torno de 5,3 bar e que o empuxo estabilizou-se em torno de 450 mN.
As Figuras 4.8 e 4.9 mostram que a utilização de um medidor e controlador de
vazão mesmo trabalhando nas condições limites dele, não atinge uma pressão
acima de 3 bar. Neste caso pode se notar nessas figuras que a pressão
aumentou de 2 bar para 7 bar a partir dos 200 segundos. Isso se deve a
utilização de um controle de vazão feito manualmente através de uma válvula
agulha e de um válvula on/off até alcançar o equilíbrio dentro da câmara termo-
catalítica.
A Figura 4.10 mostra que o empuxo não teve uma queda até zero quando foi
encerrado a injeção de propelente na câmara. O empuxo alcançou um valor
120
médio em torno 450 mN e terminou em torno 380 mN. Esse erro foi
provavelmente causado pela deformação das lâminas da balança de empuxo e
pelo calor irradiado do propulsor até a célula de carga. A deformação era
produzida pelo aquecimento desigual das lâminas e pela dilatação do propulsor
que chegava a cerca de 1 mm ao longo de seu comprimento quando o
aquecedor era ligado. Portanto o empuxo real seria de 70 mN.
A Figura 4.11 mostra o erro na medida de empuxo que não diminui quando a
pressão e a vazão são reduzidas ao final do teste, após 1200 s. Foi verificado
que este erro também era provocado pela deformação do propulsor e das
laminas da balança de empuxo.
Figura 4.8 - Vazão mássica medida em um teste com nitrogênio gasoso e com
aquecimento.
121
Figura 4.9 - Pressões medidas em um teste com nitrogênio gasoso e com
aquecimento.
Figura 4.10 - Empuxo medido em um teste com nitrogênio gasoso e com
aquecimento.
122
Figura 4.11 - Empuxo e vazão mássica medidos em um teste com nitrogênio
gasoso e com aquecimento.
4.2 Testes Realizados com N
2
O
Para reduzir a transferência de calor do propulsor para o sistema de medida de
empuxo foi adicionado um suporte intermediário, conforme mostrado na Figura
4.12.
O novo suporte foi feito com chapa de alumínio em forma de U, isolada com
uma manta térmica presa com fitas de alumínio. Um lado foi apoiado na célula
de carga e o outro possuía um furo passante por onde o propulsor podia se
dilatar, não afetando a leitura da célula de carga. Foram também utilizadas
lâminas mais longas para medida de empuxo devido ao aumento da massa do
sistema.
Os testes com óxido nitroso somente foram realizados após as mudanças na
bancada.
123
a)Vista do sistema de isolação e das laminas.
b ) Vista da célula de carga com sistema de isolação.
Figura 4.12 - Propulsor eletrotérmico montado em um suporte intermediário
para reduzir problemas com aquecimento da balança de
empuxo. (Continua)
124
c) Vista do suporte com sensores de temperatura.
4.2.1 Testes com N
2
O sem Catalisador e sem Aquecimento
A seguir são mostrados resultados de testes realizados com óxido nitroso sem
catalisador ou alumina e sem aquecimento.
A Figura 4.13 mostra as temperaturas medidas no propulsor. Nota-se que as
temperaturas não variam significativamente. A variação de temperatura, menor
que 1 K, é devida à dissipação viscosa na câmara até a exaustão dos gases
pela tubeira.
A Figura 4.14 mostra o empuxo e a vazão em função do tempo para um
sistema usando N
2
O sem fornecimento de energia. Nota-se que houve uma
redução de empuxo causada pelo resfriamento do propulsor pela expansão do
óxido nitroso frio dentro da câmara termo-catalítica.
125
Figura 4.13 - Temperaturas medidas em um teste com N
2
O sem aquecimento.
Figura 4.14 - Empuxo e a vazão mássica usando N
2
O sem aquecimento.
126
4.2.2 Testes com N
2
O sem Catalisador e com Aquecimento
As Figuras 4.15, 4.16 e 4.17 apresentam os efeitos da variação de vazão em
um teste usando-se N
2
O gasoso, com aquecimento de 100 W e com 75 % do
leito termo-catalítico preenchidos com alumina. Esses testes foram realizados
com o controle de vazão através de um medidor e controlador de vazão feito
remotamente.
Estas figuras mostram que a resposta do sistema à variação de vazão é
imediata e que o aumento da vazão causa aumento no empuxo e na pressão e
uma diminuição do impulso específico de 90 s para 60 s.
A vazão é muito baixa inicialmente e não há o entupimento da tubeira. Apenas
quando a pressão na câmara chega a 2 bar ocorre o entupimento da tubeira e
tem-se um aumento do empuxo de 60 para 90 mN.
Estas figuras mostram que o empuxo era baixo porque não estava obtendo
uma pressão desejada na câmara conforme foi projetada inicialmente para
uma pressão na câmara de 5 bar. Portanto o medidor e controlador de vazão
só foi utilizado como medidor a partir destes testes.
O controle de vazão passou a ser controlado manualmente com uma válvula
agulha e uma válvula on/off. Desta forma o controle era feito colocando o
medidor e controlador em purge, ou seja, a válvula fica sempre aberta e o fluxo
de propelente era então calibrado através da válvula agulha até chegar uma
pressão desejada, depois disso o controle era apenas com uma válvula on/off.
A Figura 4.18 mostra o empuxo e a Figura 4.19 mostra o impulso específico e
a vazão para uma pressão na câmara de 4 bar, com aquecimento de 100 W.
Para este teste era preenchido com 75 % do leito catalítico com alumina. Nota-
se que o impulso específico ficou abaixo de 90 s e que a vazão permaneceu
relativamente constante após a injeção.
127
Figura 4.15 - Efeito da variação de vazão sobre o empuxo usando-se óxido
nitroso gasoso, com potência de 100 W.
Figura 4.16 - Efeito da variação de vazão sobre o impulso específico usando-
se óxido nitroso gasoso, com potência de 100 W.
128
Figura 4.17 - Efeito da variação de vazão sobre empuxo e pressões de injeção
e saída do leito usando-se óxido nitroso gasoso, com potência de
100 W.
Figura 4.18 - Empuxo medido usando-se N
2
O gasoso com potência de de
100 W e P
c
= 4 bar.
129
Figura 4.19 - Impulso específico e vazão mássica medidos usando-se N
2
O
gasoso com potência de de 100 W e P
c
= 4 bar.
As Figuras de 4.20 a 4.27 mostram os efeitos de diferentes níveis de
aquecimento sobre o empuxo, vazão mássica, pressão na saída da câmara,
impulso específico, temperatura na saída da câmara e eficiência propulsiva,
respectivamente, usando-se óxido nitroso gasoso e com 75 % do leito termo-
catalítico preenchidos com alumina.
Nestes testes a válvula agulha era mantida com a mesma abertura e para cada
potência utilizada o propulsor era pré-aquecido até atingir a temperatura de
equilíbrio.
Verifica-se na Figura 4.20 que com 100 W o empuxo médio ficava em torno de
160 mN, com 200 W o empuxo médio era cerca de 170 mN, com 300 W o
empuxo médio ficava em torno de 220 mN, e com 400 W o empuxo médio era
cerca de 240 mN.
130
Pode-se notar na Figura 4.21 que as vazões mássicas permaneceram
aproximadamente constantes, exceto com 100 W quando a vazão foi menor,
devido ao ajuste do escoamento às condições de baixo aquecimento e às
perdas de calor.
A Figura 4.22 mostra que as pressões de saída da câmara catalítica tendiam a
se reduzir com a potência fornecida, porém havendo uma inversão em 200 e
300 W.
A Figura 4.23 mostra que o impulso específico aumentou com o aumento da
potência fornecida, variando de 80 a 120 s. A utilização de um divergente na
tubeira poderia aumentar significativamente o impulso específico. O coeficiente
de empuxo ideal e o impulso específico ideal, com γ = 1,2, aumentam de cerca
de 0,8, com razão de expansão 1, para cerca de 1,4, com razão de expansão
4, e para em torno de 1,9, com razão de expansão 100. Isto possibilitaria um
aumento médio de 100 s para mais de 200 s no impulso específico.
Pode-se notar nas Figuras 4.24 e 4.25 que as temperaturas na injeção e no
leito ficaram próximas para os níveis de aquecimento de 200, 300 e 400 W.
Para 100 W de aquecimento houve maior resfriamento na saída da câmara
termo-catalítica. Verifica-se que as temperaturas do leito atingiram um patamar
de equilíbrio, antes da injeção do propelente, em torno de 800 K para os níveis
100, 200 e 300 W de aquecimento e 600 K para 100 W de aquecimento.
A Figura 4.26 indica que a temperatura na saída do leito com 100 W de
aquecimento era significativamente menor que nos demais casos, devido ao
maior resfriamento do termopar nas proximidades da tubeira. Pode-se notar
que nas Figuras 4.24 e 4.25 as temperaturas na injeção e no leito ficaram
próximas para todos os níveis de aquecimento. É importante notar que em
todos os casos há uma pequena queda na temperatura devido ao resfriamento
da câmara termo-catalítica.
131
A Figura 4.27 mostra a eficiência propulsiva para os diferentes níveis de
aquecimento, utilizando-se a Eq. 2.19. Verifica-se que aumentando o
fornecimento de energia ao sistema a eficiência do propulsor aumenta.
Portanto a maior eficiência era para os casos com 200, 300, 400W, ficando
acima dos 60 % enquanto para o caso com 100 W abaixo de 50 %.
Observou-se que não houve a decomposição térmica ou catalítica do óxido
nitroso, pelas temperaturas relativamente baixas que foram alcançadas no
propulsor.
Conclui-se que quanto maior a energia adicionada ao sistema maior será o
empuxo e o impulso específico, conforme previsto teoricamente no Capítulo 2.
Figura 4.20 - Efeito da adição de energia sobre o empuxo usando-se óxido
nitroso gasoso, sem decomposição catalítica.
132
Figura 4.21 - Efeito da adição de energia sobre a vazão mássica usando-se
óxido nitroso gasoso, sem decomposição catalítica.
Figura 4.22 - Efeito da adição de energia sobre a pressão na saída do leito
usando-se óxido nitroso gasoso, sem decomposição catalítica.
133
Figura 4.23 - Efeito da adição de energia sobre o impulso específico usando-
se óxido nitroso gasoso, sem decomposição catalítica.
Figura 4.24 - Efeito da adição de energia sobre as temperaturas na injeção
usando-se óxido nitroso gasoso, sem decomposição catalítica.
134
Figura 4.25 - Efeito da adição de energia sobre as temperaturas no leito termo-
catalítico usando-se óxido nitroso gasoso, sem decomposição
catalítica.
Figura 4.26 - Efeito da adição de energia sobre as temperaturas na saída do
leito termo-catalítico usando-se óxido nitroso gasoso, sem
decomposição catalítica.
135
Figura 4.27 - Efeito da adição de energia sobre as eficiências propulsivas
usando-se óxido nitroso gasoso, sem decomposição catalítica.
4.2.3 Testes Realizados com N
2
O, com Catalisador e com Aquecimento e
Disparos Contínuos
A seguir são mostrados resultados de alguns testes realizados com N
2
O, com
aquecimento e usando catalisador de rutênio suportado em alumina (Ru/Al
2
O
3
).
Nestes testes 25 % do leito termo-catalítico foram preenchidos com
catalisadores e 75 % foram preenchidos com alumina.
As Figuras 4.28, 4.29, 4.30 e 4.31 comparam, respectivamente, o empuxo, a
vazão, pressão na câmara e a eficiência do propulsor com catalisador e sem
catalisador, ambos com 75 % do leito termo-catalítico preenchidos com
alumina. A potência elétrica fornecida foi de 400 W para os dois casos.
A eficiência propulsiva na Figura 4.31 foi calculada usando-se a Eq. 2.18 e
admitindo-se T
e
= T
amb
= 298 K. T
oc
foi admitida como a temperatura na saída
do leito catalítico.
136
Nota-se que no caso sem catalisador o empuxo não ultrapassava 100 mN
enquanto que no caso com catalisador o sistema forneceu 200 mN. O aumento
do empuxo deveu-se à decomposição exotérmica do N
2
O, formando uma
mistura mais quente de gases e de menor peso molecular, produzindo assim
uma maior velocidade de exaustão na tubeira.
Verificou-se que para os dois casos com catalisador e sem catalisador a
pressão na câmara era de 4,5 bar, mantidas vazões relativamente próximas.
Verifica-se que na Figura 4.31 para o caso com catalisador a eficiência
propulsiva é melhor que para o caso sem catalisador. Pode-se notar também
que os dois casos apresentam uma eficiência propulsiva relativamente alta,
acima de 50 %, devido ao grande fornecimento de energia ao sistema.
Figura 4.28 - Perfil do empuxo para um sistema com adição de energia sem
catalisador e com adição de energia e com catalisador.
137
Figura 4.29 - Vazão mássica para um sistema com adição de energia sem
catalisador e com adição de energia e com catalisador.
Figura 4.30 - Pressão na câmara para um sistema com adição de energia sem
catalisador e com adição de energia e com catalisador.
138
Figura 4.31- Eficiência propulsiva para os casos sem catalisador e com
catalisador.
As Figuras 4.32, 4.33, 4.34, 4.35 e 4.36 mostram resultados dos testes
realizados com catalisadores de rutênio suportado em alumina (Ru/Al
2
O
3
)
havendo a decomposição exotérmica catalítica. O aquecedor era desligado
quando iniciava a decomposição catalítica.
A Figura 4.32 mostra as temperaturas e o empuxo obtidos aquecendo-se o leito
catalítico com 200 W. A Figura 4.33 mostra a vazão e a pressão obtidas
aquecendo-se o leito catalítico com 200 W.
A Figura 4.32 mostra o empuxo em função do tempo para um teste realizado
com P
C
= 4 bar e com catalisador. Após o início do teste a temperatura cresceu
rapidamente mostrando o efeito da decomposição exotérmica. A temperatura
aumentou em função do próprio calor liberado pela reação de decomposição
do óxido nitroso, mesmo estando desligado o sistema de aquecimento. A
temperatura cresceu continuamente até alcançar cerca de 1100 K, quando
então foi abortado o teste com o fechamento do sistema de alimentação de
139
propelente na câmara termo-catalítica para evitar danos ao aquecedor e ao
propulsor.
A Figura 4.36 mostra a eficiência do propulsor utilizando catalisador com níveis
de aquecimentos diferentes. Verifica-se que ambas acompanham o nível de
aquecimento. Pode-se notar também que o caso com 200 W de aquecimento
ultrapassa o caso de 450 W quando foi encerrado o fornecimento de propelente
ao sistema.
A Figura 4.34 mostra as temperaturas e o empuxo obtidos aquecendo-se o leito
catalítico com 450 W. A Figura 4.35 mostra a vazão e a pressão obtidos com
450 W.
Nota-se que nestes testes a temperatura alcançou 1100 K em menos de 100 s
e que a decomposição do óxido nitroso ocorreu assim que houve a injeção.
Também se pode notar na Figura 4.32 que a temperatura final (T
s
) ultrapassou
os 800 K e que a temperatura no leito (T
leito
) quase não se alterou em nenhum
dos dois testes.
As Figuras 4.37 e 4.39 mostram a pressão na saída da câmara e a vazão
mássica para testes com aquecimento de 400 e 450 W, respectivamente, com
decomposição catalítica. As Figuras 4.38 e 4.40 mostram o empuxo e a
eficiência da velocidade característica para os mesmos casos. Nota-se que no
caso com 400W de aquecimento a eficiência é máxima enquanto que no caso
com 450W a eficiência fica próximo a 80%.
140
Figura 4.32 - Temperatura e empuxo para um propulsor com decomposição
catalítica do N2O, com pré-aquecimento de 200 W.
Figura 4.33 - Pressão e vazão mássica para um propulsor com decomposição
catalítica do N2O, com pré-aquecimento de 200 W.
141
Figura 4.34 - Temperatura e empuxo para um propulsor com decomposição
catalítica do N2O, com pré-aquecimento de 450 W.
Figura 4.35 - Pressão e vazão mássica para um propulsor com decomposição
catalítica do N2O, com pré-aquecimento de 450 W.
142
Figura 4.36 - Eficiência propulsiva para um propulsor com decomposição
catalítica do N2O e diferentes níveis de pré-aquecimento.
Figura 4.37 - Pressão na saída e vazão mássica para um propulsor com
decomposição catalítica do N2O com 400 W de energia.
143
Figura 4.38 - Empuxo e eficiência da velocidade característica para um
propulsor com decomposição catalítica do N2O com 400 W de
energia.
Figura 4.39 - Pressão na saída e vazão mássica para um propulsor com
decomposição catalítica do N2O com 450 W de energia.
144
Figura 4.40 - Empuxo e eficiência da velocidade característica para um
propulsor com decomposição catalítica do N2O com 450 W de
energia.
4.2.4 Testes Pulsados Realizados com N
2
O e com Catalisador
Os testes pulsados eram feitos para simular uma partida rápida. Os testes no
propulsor geram um aumento de temperatura no leito catalítico e,
conseqüentemente, variações na estrutura porosa e diminuição da superfície
metálica do catalisador. Os testes em modo pulsado submetem o catalisador a
grandes oscilações de pressão, permitindo também a avaliação de sua
resistência mecânica.
As Figuras 4.41, 4.42, 4.43, 4.44 e 4.45 mostram os resultados da temperatura
e empuxo em testes pulsados, realizados com pré-aquecimento do leito
catalítico até a temperatura na injeção atingir cerca de 450 K, seguindo Zakirov
(2000) que indica que a decomposição catalítica ocorre acima de 473 K. Ao se
realizar a injeção, energia adicional era fornecida de 0 a 400 W.
Nota-se na Figura 4.41 que mesmo sem adição de energia, ocorre um aumento
da temperatura, quase estabilizando em cerca de 600 K a partir do segundo
145
pulso. Verifica-se que o empuxo diminui acompanhando a diminuição da
temperatura de injeção.
As Figuras 4.42 e 4.43 mostram que o empuxo pulsado aumenta com o
aumento da temperatura de aquecimento.
As Figuras 4.44 e 4.45 mostram que os pulsos de empuxo e as temperaturas
ficam mais constantes ao longo do tempo.
Figura 4.41 - Teste pulsado com partida a quente utilizando catalisador e sem o
fornecimento de energia.
146
Figura 4.42 - Teste pulsado com partida a quente utilizando catalisador e com
o fornecimento de 100 W.
Figura 4.43 - Teste pulsado com partida a quente utilizando catalisador e com o
fornecimento de 200 W.
147
Figura 4.44 - Teste pulsado com partida a quente utilizando catalisador e com o
fornecimento de 300 W.
Figura 4.45 - Teste pulsado com partida a quente utilizando catalisador e com o
fornecimento de 400 W.
148
4.3 Resultados como Ignitor Eletrotérmico
A seguir serão mostrados dois testes, um com vários disparos simulando um
reignição rápida com a câmara do propulsor híbrido aberta e o segundo teste
mostrando uma ignição bem sucedida do propulsor híbrido de 400 N
utilizando uma vazão alta de óxido nitroso líquido.
São mostrados a seguir resultados de testes do propulsor eletrotérmico-
catalítico funcionando como ignitor de um propulsor híbrido de 400 N. Este
propulsor híbrido empregava parafina como combustível e óxido nitroso líquido
como oxidante a uma pressão na câmara de 35 bar. A tubeira do ignitor era a
mesma dos testes apresentados anteriormente, com diâmetro de garganta
(saída) igual a 0,7 mm.
Na Figura 4.46 mostram-se os resultados de um teste com a câmara do
propulsor híbrido aberta, conforme mostrado na Figura 3.27. Nesse teste
utilizou-se um barbante na saída do ignitor impregnado com parafina e um
pedaço de parafina na pré-câmara do propulsor híbrido para manter uma
pequena chama.
Verifica-se na Figura 4.46 que quando ocorre o disparo do ignitor termo-
catalítico a temperatura na pré-câmara do propulsor híbrido aumentava
rapidamente devido à ignição da parafina impregnada no barbante e do pedaço
de parafina na pré-câmara. Observa-se na Figura 4.44 que houve vários
disparos e que a re-ignição era obtida de forma rápida.
Na Figura 4.47 mostram-se resultados de um teste com a câmara do propulsor
híbrido fechada e contendo o grão de parafina. Neste caso utilizou-se também
o barbante impregnado com parafina e um pedaço de palha de aço na saída da
tubeira do ignitor.
149
Figura 4.46 - Reignição na pré-câmara do motor híbrido aberto, após disparos do
ignitor eletrotérmico-catalítico.
Figura 4.47 - Evolução da temperatura na pré-câmara e da vazão mássica de
óxido nitroso líquido em um propulsor híbrido usando-se um
ignitor eletrotérmico-catalítico.
150
Observa-se na Figura 4.47 a temperatura e vazão de oxidante líquido de óxido
nitroso em função do tempo. Nota-se que a temperatura do leito, T
leito
, se
manteve quase constante durante o teste, enquanto a temperatura na pré-
câmara do propulsor híbrido, T
pc
, subiu rapidamente após a ignição até haver a
injeção do oxidante líquido na pré-câmara do propulsor. Neste instante ocorreu
uma queda da temperatura que depois voltou a subir devido à estabilização da
chama produzida na câmara do propulsor híbrido. Pode-se notar que a
temperatura na pré-câmara do motor híbrido atingiu cerca de 1200K durante a
queima da parafina.
151
5 CONCLUSÕES E SUGESTÕES PARA TRABALHOS FUTUROS
A pesquisa realizada permitiu uma investigação teórico-experimental de um
propulsor eletrotérmico catalítico de 0,2 N de empuxo, utilizando óxido nitroso
como propelente.
Foram desenvolvidos dois modelos teóricos simplificados visando descrever o
processo de aquecimento e de decomposição do propelente. As rotinas do
primeiro modelo foram escritas na linguagem Matlab, admitindo-se que uma
fração pré-fixada, de 0 a 100 %, do óxido nitroso era dissociada no leito termo-
catalítico, fornecendo apenas N
2
e O
2
como produtos na pós-câmara propulsor.
No caso do segundo modelo empregou-se o programa NASA CEA 2004,
considerando-se a decomposição total do propelente no leito termo-catalítico e
que os produtos da decomposição (N
2
, O
2
, NO, NO
2
, O, N, etc) alcancem o
equilíbrio químico na pós-câmara do propulsor.
A partir desses modelos foram apresentados os parâmetros de performance
do propulsor e estudados os efeitos da adição de energia, da vazão mássica e
do grau de dissociação do propelente sobre a temperatura final de
aquecimento, o empuxo, impulso específico e eficiências do propulsor.
Verificou-se que para uma potência de 500 W, com uma vazão de 0,25 g/s,
obtém-se um impulso específico teórico em torno de 200 s, para um empuxo de
0,5 N.
Foi apresentado o projeto da bancada de testes do propulsor e do propulsor
eletrotérmico-catalítico feitos com ajuda do software de engenharia SolidWorks
2007.
A bancada de testes é constituída de um sistema de medida de empuxo,
suportes, mesa, tanque de oxidante, tanque de pressurizante, medidores de
pressão, sensores de temperatura, válvulas de controle pneumático, válvulas
152
solenóides, válvula de retenção, válvula de abertura e fechamento, controlador
de temperatura, reguladores de pressão, filtro e sistema de controle e medida
da vazão mássica.
O propulsor é constituído de uma pré-câmara com injetor tangencial, câmara
termo-catalítica, elemento aquecedor, alumina pura, catalisador de Ru/Al
2
O
3
,
pós-câmara, tubeira e isolamento térmico.
Os resultados teóricos permitiram realizar o projeto preliminar do protótipo de
propulsor eletrotérmico, todavia as alterações feitas na injeção e na tubeira
foram necessárias visando manter a pressão na câmara e o entupimento da
tubeira.
Foram realizados testes a frio e a quente com N
2
, sem catalisador e sem
alumina, e testes a frio e a quente do N
2
O com alumina pura, com e sem
catalisador de rutênio suportado em alumina (Ru/Al
2
O
3
).
Foram realizados tanto testes contínuos quanto pulsados, para simular uma
partida rápida. Em ambos os casos mostrou-se que a adição de energia
aumenta a performance do propulsor, conforme previsto teoricamente.
Verificou-se que a decomposição termo-catalítica do óxido nitroso pode ser
alcançada com o pré-aquecimento do catalisador de Ru/Al
2
O
3
e do leito
catalítico a partir de 800 K.
Testes com tiros contínuos de N
2
forneceram empuxos em torno de 120 mN
sem aquecimento e 500 mN a quente, variando de acordo com a vazão e
pressões utilizadas, com Isp até 200 s.
Os testes com tiros contínuos de N
2
O a frio forneceram também diversos níveis
de empuxo em função da vazão e da pressão na câmara, alcançando valores
até 120 mN, com Isp até 120 s.
153
Os testes com tiros contínuos de N
2
O a quente sem catalisador forneceram
empuxos até 200 mN, com Isp de até 120 s.
Os testes com tiros contínuos de N
2
O a quente com catalisador forneceram
empuxos até 200 mN, com Isp de até 140 s.
Os testes com tiros pulsados de N
2
O com pré-aquecimento do catalisador
forneceram empuxos até 250 mN, com Isp de até 140 s.
O propulsor eletrotérmico foi também utilizado com sucesso como um sistema
de ignição para um sistema de propulsão híbrida de 400 N.
Como sugestões para trabalhos futuros incluem-se: estudos de diferentes
métodos de aquecimento, novos catalisadores, melhoria do isolamento térmico,
aprimoramento da modelagem teórica, reduzir o nível de ruído do sistema de
aquisição, substituição do medidor e controlador de vazão que opere numa
faixa de vazão maior, e outros.
154
155
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS
AIR LIQUIDE. SA. Safety data sheet, 2002 MSDS Nr : 093A_AL. Page:1/5.
Date : 31/07/2002. <http”//www.aloha.airliquide.com/safety/msds/em/093A_
AL_EN.pdf> Acesso em : 26 de Jul 2007.
BLANC, P. Sur less systémes de propulsion spatiable à source d´energie
separée et à vitesse d´ejection elevée. In :INTERNATIONAL ASTRONAUTICAL
CONGRESS, 12., 1961, Washington, D.C. Proceedings... New York, NY:
Academic, 1963, p.29-39.
BUSSARD, R. W.; DE LAUER, R. D., Fundamentals of nuclear flight. New
York, NY: McGraw Hill, 1965.
Chemical Equilibrium with Applications (CEA). Cleveland, OH: Glenn Research.
Center-NASA<http://www.grc.nasa.gov/WWW/CEAWeb/ceaguiDownload-
win.htm> Acesso em: 20 de may 2007.
COSTA, F. S. Analise de propulsores eletrotermicos. 1991. 127 p. (INPE-
5240-TDI/440). Dissertação de Mestrado - Instituto Nacional de Pesquisas
Espaciais, Sao Jose dos Campos, 1991.
CRUZ, R. S.; MASCARENHAS, A. J. S.; ANDRADE, H. M. C. Co-ZSM-5
catalysts for N
2
O decomposition. Applied Catalysis B: Environmental. v. 18,
p. 223-231, 1998.
DAINTITH, J.; A dictionary of chemistry, 3. ed. Oxford: University Press,
1996.
DRESSLER, G. A.; MORNINGSTAR, R.E.; SACHEIM, R.L.; FRITZ, D. E;
KELSO, R. Flight qualification of the augmented electrothermal hydrazine
thruster. In: JOINT PROPULSION CONFERENCE, 17., 1981, Colorado, CO.
Proceedings... New York, NY:AIAA/SAE/ASME, 1981. (AIAA-81-1410).
GIACOBONE, A. Low thrust propulsion system research (MSc thesis), Delft
University of Technology., 2003.
HABER, J.; MACHEJ, T.; JANAS, J.; NATTICH, M. Catalytic decomposition of
N2O, Catalysis Today, v. 90, n. 1-2, p. 15-19, 2004.
HORD, R. M. CRC Handbook of space technology: status and projections.
Boca Raton, FL, CRC, 1985.
JAHN, R. G., Physics of electric propulsion, 1. ed., New York: McGraw-Hill,
1968.
156
JAHN, R. G.; CHOUEIRI, E. Y., Electric propulsion, encyclopedia of
physical science and technology, 3.ed. v. 5. Princeton: University, Academic
Press, 2002.
JANAF, Thermochemical tables 2. ed. 1971,NSRDS-NB537, U.S. National
Bureau of Standards.
JONES, R. M. Comparison of potential electric propulsion systems for orbit
transfer. Journal of Spacecraft and Rockets, v.21, n.1, p.88-95,1984.
KAPTEIJN, F.; RODRIGUEZ, M. J.; MOULIJN, J. A., Heterogeneous catalytic
decomposition of nitrous oxide. Applied Catalysis. B: Environmental. v.9, p.
25-64,1996.
KAUFMAN, H. R.; ROMINSON, R.R. Electric thruster performance for orbit
raising and maneuvering. Journal of Spacecraft and Rockets, v. 21, n. 2, p.
180-186, 1984.
KEYTE, C. E. Development of a power augmented electrothermal hydrazine
thruster. In: ESA. Attitude and orbit control systems. Paris, 1977. p. 453-459.
LAWRENCE, T. J. Research into resistojet rockets for small satellite
applications. Guildford, Surrey, UK.: University of Surrey, 1998.
LAWRENCE, T. J.; ZAKIROV, A. V.; SWEETING, M. N. Surrey research on
nitrous oxide catalytic decomposition for space applications. In: ANNUAL
AIAA/USLJ CONFERENCE ON SMALL SATELLITES, 14., 2000, Utah.
Proceedings… Utah: AIAA, 2000.
McKEVITT, F. X. Design and development approach for the augmented
catalytic thruster (ACT). In: JOINT PROPULSION CONFERENCE, 19., 1983,
Seattle. Proceedings... New York, NY: AIAA/SAE/ASME, 1983. (AIAA-83-
1255).
OATES, G. C. Aerothermodynamics of gas turbine and rocket propulsion.,
New York, N.Y: AIAA Education Series, 1984. Edition-in-Chief. 0-915928-87-6.
PASINI, A.; TORRE, L.; ROMEO, L.; CERVONE, A.; D’AGOSTINO, L.;
MUSKER, A. J.; SACCOCCIA, G. Experimental Characterization of a 5 N
Hydrogen Peroxide Monopropellant Thruster Prototype. In: JOINT
PROPULSION CONFERENCE & EXHIBIT, 43., 2007, Cincinnati.
Proceedings... Cincinnati: AIAA, 2007. 2007-5465 AIAA/ASME/SAE/ASEE.
RICHARDSON, G.; ZAKIROV, V. A.; SWEETING, M. N.; LAWRENCE, T. J.,
Surrey research update on N2O catalytic decomposition for space applications.
In: JOINT PROPULSION CONFERENCE, 37., 2001, Salt Lake City, Utah,
Proceedings... Salt Lake City: AIAA/ASME/SAE/ASEE, 2001.
157
RYCEK, K.; ZANDBERGEN, B. Initial Design of a 1N multipropellant resistojet.
In: DUR-1
EUCASS CONFERENCE, 1., 2005,Moscow, Russia.
Proceedings… Moscow: AIAA, 2005.
SHMIDT, E. W. Hydrazine and its derivates; preparation, properties,
application. New York, NY:John Wiley & Sons, 1984.
SCHIMITZ, H. D.; TIEDTKE, P.; STEENBORG, M. Augmented electrothermal
hydrazine thruster development. Journal of Spacecrafts and Rockets, v.20,
n.2, p.178-181, 1983.
SOARES NETO, T. G., Catalisadores de Ir/Al2O3 e Ir-Ru/Al2O3 para
decomposição de hidrazina, Tese de Doutorado, UNICAMP, Campinas,
1998.
SOARES NETO, T.G; COBO,A. J. G.; CRUZ, G. M., Evolution of morphologic
properties on the preparation of Ir/Al2O3 catalysts with high metallic contents.
Applied Surface Science, Noruega, v. 240, p. 355 – 365, 2005.
SOVEY, J. S.; HARDY, T. L.; ENGLEHART, M. A bibliography of
electrothermal thruster technology, 1984. Washington, DC:NASA, 1986.
45p. (NASA TM-86998).
STONE, J. R. NASA electrothermal auxiliary propulsion technology. In:
JOINT PROPULSION CONFERENCE, 22., 1986, Huntsville, Al.
Proceedings… New York: AIAA/SAE/ASME, 1986. (AIAA-86-1703).
UNIVERSITY OF STUTTGART, Electric propulsion < http://www.irs.uni-
stuttgart.de/forschung/elektrische_raumfahrtantriebe/widerstand.html> Acesso
em : 25 de maio de 2007.
SUTTON, G. P., Rocket propulsion elements, 6.ed. New York: John Wiley
and Sons, 1992. p.573.
______. Rocket propulsion elements. 7.ed. New York: John Wiley and Sons,
2001.
SWEETING, M.; LAWRENCE, T.; PAUL, M.; SELLERS, J.; COWIE, L.,
SHIELDS, D.; Results of low-cost propulsion activities at the University of
Surrey. In: ESA/ESTEC, EUROPEAN SPACECRAFT PROPULSION
CONFERENCE, ESTEC, 2., 1997, Noordwijk, NL. Proceedings… Noordwijk:
ESA/ESTEC, 1997.
TYLL, J. S.; HERDY, R.; TILIAKOS, N.; SHARP, D.; MOSER, M.; SMITH, N.,
Development and testing of a nitrous oxide/propane rocket engine. In:
JOINT PROPULSION CONFERENCE AND EXHIBIT, 37., 2001, Salt Lake City,
158
UT. , Proceedings... Salt Lake City: AIAA/ASME/SAE/ASEE, 2001. AIAA-2001-
3258 .
TWARDY, H. Thermal hydrazine decomposition; investigation on a promising
technique for future satellite propulsion. In: ESA. Attitude and orbit control
systems. Paris: ESA, 1977. p.479-487.
ZAKIROV, V.A., V. GOEMAN, T.J. LAWRENCE, M.N. SWEETING. Surrey
research on nitrous oxide catalytic decomposition for space applications. In:
SSC00-XI-6, ANNUAL AIAA/USU CONFERENCE ON SMALL SATELLITES,
14., 2000, United States. Proceedings… USA: AIAA/USU, 2000.
ZAKIROV, V. A.; LAWRENCE, T. J.; SELLERS, J. J.; SWEETING, M. N.
Surrey research on nitrous oxide catalytic decomposition for Space
Applications. In: ANNUAL AIAA/USLJ CONFERENCE ON SMALL
SATELLITES, 14., 2000, Proceedings...
ZAKIROV , V.; SWEETING, M.; LAWRENCE, T.; SELLERS, J,; Nitrous Oxide
as a Rocket Propellant. Acta Astronautica, v. 48, n. 5-12, p. 353-362, 2001.
ZAKIROV, V. A.; XUELIANG, H. L. Li, Prospective N
2
O monopropellant for
future small satellite dual-mode propulsion. In: INTERNATIONAL SYMPOSIUM
ON SPACE PROPULSION, 2004, Shanghai. Proceedings…Shanghai: [s.n],
2004.
ZAKIROV, V.; SWEETING, M.; GOEMAN, V.; LAWRENCE, T. J. Surrey
Research on nitrous oxide catalytic decomposition for space applications. In:
JOINT PROPULSION CONFERENCE AND EXHIBIT, 37., 2001, Salt Lake City,
UT. Proceedings... Salt Lake City AIAA/ASME/SAE/ASEE, 2001. AIAA-2001-
3922.
159
Apêndice A
Figura A.1- Esquema da câmara catalítica.
Figura A.2 - Esquema do corte da câmara catalítica.
160
Figura A.3- Esquema da tubeira projetada.
Figura A.4 - Esquema da tubeira adaptada.
161
Figura A.5 - Esquema do flange para vedar a câmara sem a resistência
Figura A.6 - Esquema do flange para a resistência.
162
Figura A.7 - Esquema da base estrutural da bancada de testes.
Figura A.8 - Esquema do suporte para instrumentos na bancada.
163
Figura A.9 - Esquema de um suporte para sensores de pressão na câmara.
Figura A.10- Esquema da tela de retenção da pré-câmara.
164
Figura A.11 - Esquema tela de retenção para do leito catalítico.
Figura A.12 - Esquema do suporte da placa de empuxo.
165
Figura A.13 - Esquema do suporte da célula de carga.
Figura A.14 - Esquema da barreira térmica.
166
Figura A.15 - Esquema das laminas flexíveis de apoio do propulsor.
Figura A.16 - Esquema do tubo para 10% do volume do leito catalítico.
167
Figura A.17 - Esquema do tubo para 20% do volume do leito catalítico.
- Esquema do tubo para 40% do volume do leito catalítico.
168
Figura A.18 - Esquema do tubo para 50% do volume do leito catalítico.
Figura A.19 - Esquema do tubo para 75% do volume do leito catalítico.
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