Assista na Íntegra a Palestra Sobre a Turbo-Bomba Para Motor Foguete de 150kN da FATEC
Olá leitor!
Trago agora para você na
íntegra a palestra intitulada “Projeto Completo,
Montagem Virtual e Fabricação de Componentes de Turbo-Bomba Pressurizadora de
Bi Propelente (LOX/ETANOL HIDRATADO) Para Motor Foguete Com 150 kN de Empuxo”
ministrada dia 12/11 pelo Técnico e Projetista Mecânico Jose Carlos Villardi durante a realização da “II Jornada de Iniciação Científica da
FATEC Pindamonhangaba”. O vídeo da palestra tem aproximadamente 18 minutos e
vale a pena dar uma conferida.
Abaixo
segue também fotos da palestra e da impressão em 3D da turbo bomba em
escala 1:5 exibida durante este evento.
Duda Falcão
Por falar nisso, a quantas anda o projeto do motor foguete L75?
ResponderExcluirOu não anda?
Olá RodrigoV!
ExcluirSegundo a ultima notícia que eu tive, o projeto segue sendo desenvolvido, mas é claro que na velocidade possível diante das dificuldades que tem de enfrentar, enfim...
Abs
Duda Falcão
(Blog Brazilian Space)
É muito interessante o projeto da turbo bomba, mas qual a real utilidade desse projeto para o PEB? Não temos informação alguma sobre o andamento do motor L75, bem como outros projetos como o VLM. Nós brasileiros temos o direito de sermos bem informados, se não fosse esse blog, ficaríamos sem qq informação.
ResponderExcluirAbs,
Leo
Teste de bancada programado para 2022. E vamos que vamos!!!
ResponderExcluirO problema deste projeto é que a utilização de Etanol hidratado, somado com a baixa pressão de câmara (oras, estamos falando de uma TPU da V2/A4 em escala reduzida) resulta em uma impulsão especifica muito baixa.
ResponderExcluirApenas para comparação, o Motor RD-100 (motor da V2 reproduzida na Russia) possuia um Isp(SL) na ordem de 1960m/s e Is(V) em torno de 2350m/s.
mesmo com as melhorias (resultando na versão RD-103M), o desempenho deixava a desejar por conta da baixa pressão de câmara, excesso de agua, TPU movida à decomposição catalitica de HTP e principalmente excesso de refrigeração parea este sistema.
O Etanol, quando utilizado com MFPL necessita ser anidro, pois a redução de temperatura de combustão com a hidratação do mesmo somente é verificada em razoes de mistura que resultam em uma baixa impulsão especifica.
Prezado Robson, a geometria da câmara de combustão, também influência na impulsão, foi desta forma que Arthur Randolph, melhorou o desempenho do Aggregat 4.
ExcluirJosé Carlos, concordo contigo.
ExcluirMas o ganho através da manipulação geométrica é muito pequeno (ousaria dizer menos de 15m/s) quando comparado com o aumento da pressão de câmara, utilização de gerador de gás bipropelente ou a simples utilização do etanol anidro.
veja que a pressão de câmara é limitada pela pressão de saída das bombas, queda de pressão na jaqueta de refrigeração regenerativa, válvulas, reguladores e nos injetores.
Dessa forma, a área da seção crítica torna-se restrita, permitindo a alteração do comprimento e diâmetro da seção cilíndrica da câmara de combustão.
Entretanto, devido ao limite pré-imposto de vazão mássica, queda de pressão disponível na jaqueta de refrigeração regenerativa, a geometria da câmara de combustão acaba convergindo para um resultado comum. O aumento da razão de constrição eleva teu fluxo de calor, necessitando maior refrigeração do seu sistema. A redução deste parâmetro diminui sua eficiência de combustão. O aumento do comprimento da seção cilíndrica solicita maior perda de carga na jaqueta de refrigeração, enquanto sua diminuição ocasiona novamente queda da eficiência da combustão (nunca há uma troca justa neste tipo de projeto..rsrs)
Pra evitar comparar um motor de primeiro estagio (como os motores da V2) com motores de estagio superior, vamos comparar o C-Star global (já penalizado pelo Phi-TNA.
Note que o grupo Canadian Arrow reproduziu o motor da V2 com as mesmas características e em uma das apresentações, ate mencionam utilizar o sistema pressurizado hj em dia é mais vantagem do que a complexidade embutida da Turbobomba da mesma quando relacionada com a potência especifica esta (aumenta a pressão de ~200kPa para 2MPa).
Apenas para que fique claro...
O trabalho que foi apresentado foi muito bom... Mas a viabilidade de utilização deste tipo de tecnologia nos dias de hoje é praticamente inviável (veja por comparação, a evolução dos motores dos foguetes de sondagem Viking... )
De qualquer forma, parabéns pelo trabalho.
Prezado Robson, segui a sua recomendação e fiz uma pesquisa sobre o projeto Viking, o que me surpreendeu, pois os dois modelos utilizavam turbobomba. Segue abaixo o descritivo do projeto.
ExcluirO Viking pode ser considerado em muitos aspectos como uma V-2 melhorada. Ambos eram foguetes guiados por giroscópios ativos, abastecidos com os mesmos propelentes (etanol e LOX), uma carga de peróxido de hidrogênio era convertida em vapor para acionar um sistema de turbinas que injetava os propelentes num único grande motor. O motor XLR10 era o maior motor de foguete movido a combustível líquido desenvolvido nos Estados Unidos até aquela época.
Além dessas características em comum, muitas outras eram inovadoras em relação à tecnologia de foguetes. A principal delas foi o uso de uma câmara de combustão montada sobre uma suspensão de eixos cardan, podendo ser movida de um lado para outro em dois eixos (pitch e yaw), dispensando as ineficientes e frágeis aletas de grafite usadas na V-2. Essa suspensão era controlada por um sistema de navegação inercial. Esse tipo de sistema foi inventado por Robert Goddard que obteve sucesso parcial nos seus testes até que o advento da Segunda Grande Guerra interrompeu suas pesquisas.[1] O controle no terceiro eixo (roll) era obtido com o uso da exaustão da turbobomba para acionar os jatos de RCS localizados nas aletas. Jatos de gás comprimido estabilizavam o veículo depois que o motor principal era desligado. Dispositivos semelhantes são usados hoje na maioria dos foguetes e veículos espaciais. Outra melhoria importante foi que os tanques de combustível foram construídos como parte integrante da fuselagem, diminuindo bastante o peso total do foguete. A estrutura foi também quase que totalmente feita em alumínio, ao invés do aço usado na V-2, o que diminuía ainda mais o peso.
Os Vikings de 1 a 7 (RTV-N-12), eram cerca de 80 cm mais compridos que a V-2, porém muito mais estritos, cerca de metade do diâmetro da V-2 tornando-o um foguete muito esguio. Eles usavam aletas relativamente grandes e similares em desenho às da V-2.
Os Vikings de 8 em diante (RTV-N-12a), foram construídos com uma fuselagem de diâmetro maior, porém ainda menor que o da V-2. Essa versão ficou mais curta, cerca de 1 m menor que a V-2, abandonando a aparência esguia. As aletas firam muito menores e no formato triangular. Essas alterações aumentaram o peso e a capacidade de combustível mas a relação de massa abastecido e vazio melhorou para cerca de 5:1, um recorde para a época.
Os dois modelos do foguete Viking
RTV-N-12 RTV-N-12a
Comprimento 14,81 m 12,83 m
Envergadura
das Aletas 2,79 m 4,06 m
Diâmetro 81 cm 1,14 m
Massa 4.860 kg 6.800 kg
Velocidade 6.440 km/h 6.920 km/h
Apogeu 219 km 254 km
Carga útil 200 - 300 kg 250 - 450 kg
Propulsão XLR10-RM-2 93 kN por 70 s 93 kN por 103 s
De qualquer forma um foguete com um desempenho parecido aos em questão, utilizando combustão líquida com uma turbobomba centrifugando os propelentes para dentro da câmara, será superior a qualquer projeto em andamento no País hoje.
Saudações
ResponderExcluirSim, veja que as melhorias nos foguetes da serie Viking foram estruturais e aerodinâmicas. O C-Star (e consequentemente o impulso específico global ao nível do mar, pois estes motores apresentavam pressão de saída da câmara de combustão da ordem de 100kPa) era baixo.
Veja que o Is(SL) fica em torno de 1420 a 1870m/s (http://www.b14643.de/Spacerockets/Diverse/Wasserfall_postwar_rockets/index.htm)
Valores bem abaixo do obtido com os propulsores sólidos já desenvolvidos no País (http://www.astronautix.com/engines/s43.htm(
Note que A evolução dos motores XLR10 do Viking culminou no X-405 posteriormente utilizado nos foguetes da série Vanguard. O mesmo se deu com o Booster G-26 do Míssil Navaho que teve a concentração do Etanol elevado para os patamares do Anidro e em seguida alternado seu gerador de gás para bipropelente pouco antes de mudar o próprio propelente pra RP1