3. Sistema de alimentação de propelentes
O sistema de alimentação
de propelentes tem duas
funções principais:
1. aumentar a
pressão dos
prolelentes.
2. alimentá-los para
uma ou mais
câmaras de
combustão.
combustível
EN3225 Propulsão Aeroespacial
oxidante
4. Sistema de alimentação de propelentes
A energia para executar
estas funções vem de
uma fonte de gás a alta
pressão, bombas
centrífugas, ou uma
combinação dos dois.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
9. Objetivos
.
• Escolher o gás pressurizante
• Suas propriedades físicas e
termodinâmicas
• Condições de
armazenamento
• Influências no restante do
projeto
Sistema de alimentação do Ariane V
EN3225 Propulsão Aeroespacial
10. Considerações
1. Compatibilidade do gás pressurizante com os
propelentes.
2. Simplicidade do sistema pressurizante.
3. Baixo peso molecular do gás pressurizante.
4. Baixa massa do sistema pressurizante.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
11. Dados básicos
Dados do motor que afetam o projeto do sistema
pressurizante:
1. Faixa de temperatura de operação.
2. Características dos propelentes (volumes e
pesos totais)
3. Volume total dos tanques.
4. Volume dos tanques não preenchido (“ullage”).
5. Volume restante dos propelentes no burnout.
6. Pressões de operação dos tanques.
7. Duração da operação dos motores.
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12. Relações formais
Os vários detalhes do sistema pressurizante são
expressos pelas relações apresentadas a
seguir.
Eventualmente, algumas destas equações são de
natureza empírica ou semi-empírica.
Aconselha-se ao projetista a confirmação dos
parâmetros adotados via simulações e/ou
experimentos.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
13. Quantidade de gás pressurizante
Se a operação de pressurização for de
curta duração ou se a temperatura do
gás pressurizante é próxima do
propelente, podemos usar a equação
dos gases perfeitos:
Wg
PTVT Mg
RTg
Wg: quantidade de gás no tanque (N)
PT: pressão no tanque (Pa)
VT: volume de gás pressurizante no tanque (m3)
M g: massa molecular do gás pressurizante
Tg: temperatura do gás pressurizante (K)
R : constante dos gases perfeitos
EN3225 Propulsão Aeroespacial
14. Nos casos normais...
Se não for possível usar a aproximação
de um gás perfeito, deve-se
considerar o efeito dos seguintes fenômenos:
1.
2.
3.
4.
5.
O pressurizante transfere calor para o propelente.
Uma fração do propelente é vaporizada.
Esta fração ocupa um volume no tanque.
O restante do volume livre é ocupado pelo pressurizante.
Este volume corresponde a uma certa massa de
pressurizante.
6. Pressurizante e vapor de propelente devem satisfazer a
condição de equilíbrio de troca de calor.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
15. 1. O calor total transferido
O calor total transferido entre os fluidos vale:
Q HAt Tu Te
Q: calor transferido entre os gases (J)
H: coeficiente de transferência de calor entre o pressurizante e o propelente (W/m2K)
A: área de contato entre o pressurizante e o propelente (m2)
t: tempo da operação (s)
Tu: temperatura do pressurizante no burnout (K)
Te: temperatura do propelente (K)
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16. 2. Vaporização do propelente
O calor transferido pelo pressurizante aquece e vaporiza o
propelente:
Q Wv C pl Tu Te hv C pv Tu Tv
Wv : peso do propelente vaporizado (N)
Cpl : calor específico do pressurizante na fase líquida (J/kg K)
Cpv : calor específico do pressurizante na fase gasosa (J/kg K)
hv: calor latente de vaporização do propelente (J/kg)
Tv: temperatura de vaporização do propelente (K)
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17. 3. Volume ocupado pelo vapor
A fração de propelente vaporizada ocupa um espaço dentro do
tanque:
Wv ZRTu
Vv
M p PT
Vv : volume ocupado pelo vapor do propelente (m3)
Z : fator de compressibilidade da mistura gasosa à temperatura Tu e
pressão CPT no burnout.
M p: massa molecular do vapor do propelente
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18. 4. Volume ocupado pelo pressurizante
O gás pressurizante ocupa o restante do volume no tanque:
Vg VT Vv
Vg : volume ocupado pelo gás pressurizante no burnout (m3)
EN3225 Propulsão Aeroespacial
19. 5. Massa de gás pressurizante
O calor transferido pelo pressurizante aquece e vaporiza o
propelente. Novamente podemos usar a equação dos gases:
Wg
PTVg Mg
RTu
EN3225 Propulsão Aeroespacial
20. 6. Equilíbrio da troca de calor
O gás pressurizante e vapor do propelente devem satisfazer a
condição de equilíbrio de troca de calor:
Q Wg C pg Tg Tu
A equação de calor fica:
Wg C pg Tg Tu Wv C pl Tv Te hv C pv Tu Tv
Cpg : calor específico do gás (J/kg K)
EN3225 Propulsão Aeroespacial
21. O efeito das paredes: gás comprimido
Q
pressurizante
Q
oxidante
Q
combustível
• Ao expandir, o gás
pressurizante esfria:
as paredes do
tanque perdem
calor.
• Este efeito deve ser
considerado para o
cálculo da ação do
gás pressurizante.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
22. O efeito das paredes: gerador de gás
Q
pressurizante
Q
oxidante
Q
combustível
• Ao ser gerado, o
gás pressurizante
esquensta: as
paredes dos
tanques redebem
calor.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
23. Efeito das paredes
A equação de calor fica:
Q QW1 Wv C pl Tv Te hv C pv Tu Tv
QW1 : calor total transferido entre as paredes dos tanques e os
propelentes durante a missão.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
24. Efeito das paredes
A condição de equilíbrio de troca de calor
considerando o efeito das paredes fica:
Q Wg C pg Tg Tu QW2
QW2: calor total transferido entre os gases pressurizantes e as
paredes dos tanques durante a missão.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
25. Considerando tudo...
Q Wg C pg Tg Tu QW2
Q QW1 Wv C pl Tv Te hv C pv Tu Tv
W C T T Q
W C T T h C T T Q
g
pg
v
g
pl
u
v
W2
e
v
pv
EN3225 Propulsão Aeroespacial
u
v
W1
26. Controle da temperatura do pressurizante
• Em alguns casos, as incertezas do sistema de
pressurização podem ser significativamente
reduzidas através de métodos de controle
automático da temperatura do gás
pressurizante na entrada do tanque de
propelente.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
27. Controle da temperatura do pressurizante
T
+
Temperatura de referência
desvio
oC?
Controlador
Temperatura
medida
Sinais de
controle
Sensor de
temperatura
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Sistema de
aquecimento
Temperatura
do gás
28. Exemplo 1
Deseja-se utilizar He como pressurizante de um
tanque de N2O4, do qual se conhecem as
seguintes características:
Volume do tanque (desprezando-se o propelente residual) VT = 3,3697 m3
Área transversal média do tanque A = 1,85806 m2
Pressão do tanque PT = 1,13764 MPa
Temperatura do propelente Te = 288,889 K
Coeficiente de transf. de calor entre os dois fluidos H = 3,15444x10-6 W/m2K
EN3225 Propulsão Aeroespacial
29. Exemplo 1
Calcular:
a)
A quantidade de gás pressurizante e sua temperatura na saída do
tanque para uma operação única de 500 s. A temperatura de
ullage no burnout é Tu = 388,889 K e as transferências de calor
entre as paredes dos tanques e os fluidos é desprezível.
b)
A quantidade de gás pressurizante e sua temperatura na saída do
tanque para uma missão que consiste de vários períodos de
queima, com um tempo toda de 18000 s. A temperatura média
dos gases durante a missão é Tm = 292,222 K. O calor total
transferido transferido entre as paredes dos tanques e o
propelente é QW1 = -2110000 J. O calor total transferido entre o
gás pressurizante e as paredes dos tanques é QW2 = -633000 J. A
temperatura de ullage no último burnout vale Tu = 366,667 K.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
30. Exemplo 1
Dados dos fluidos:
N2O4 a 1,13764 MPa :
Temperatura de vaporização: Tv = 3566,67 K
Calor de vaporização: hv = 413999 J/kg
Calor específico no estado líquido: Cpl = 1758,46 J/kg K
Calor específico no estado gasoso: Cpv = 753,624 J/kg K
Fator de compressibilidade: Z = 0,95
Peso molecular: 92
He:
Calor específico: Cpg = 5233,5 J/kg K
Peso molecular: 4
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31. Resolução (a)
a) Calor total transferido entre o gás pressurizante e o
propelente:
Q HAt Tu Te
Q 3,15444 10 1,85806 500 388,889 288,889
-6
Q 3,798 106 J
EN3225 Propulsão Aeroespacial
32. Resolução (a)
Quantidade de propelente vaporizada:
Q Wv C pl Tu Te hv C pv Tu Tv
1758,46 356,667 288,889
3,798 10 J Wv
413999 753,624 388,889 356,667
6
Wv 6,84936 kg
EN3225 Propulsão Aeroespacial
33. Resolução (a)
Volume do pressurizante vaporizado:
3
-1
-1
(6,84936 kg )0,95(8,314 m Pa K mol )(388,889 K)
Vv
92 1,13764 MPa
Vv 0,201899 m3
EN3225 Propulsão Aeroespacial
35. Resolução (a)
A massa de gás pressurizante:
1,13764 10 3,16781 4
6
Wg
8,314 388,889
Wg 4,44067 kg
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Primeira parte
da resposta (a)
36. Resolução (a)
A partir do calor desta reação:
Q Wg C pg Tg Tu
Q
Tg
Tu
Wg C pg
3,798 10 J
Tg
(388,889 K)
4,44067 kg 5233,5 J/kg K
6
Tg 552,778 K
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Segunda parte
da resposta (a)
37. Resolução (b)
b) Calor total transferido entre o gás pressurizante e o
propelente:
Q HAtm Tm Te
Q 3,15444 10 1,85806 18000 292,222 288,889
-6
Q 4,5576 106 J
EN3225 Propulsão Aeroespacial
38. Resolução (b)
Quantidade de propelente vaporizada:
Q QW1 Wv C pl Tv Te hv C pv Tu Tv
Wv
Q QW1
C pl Tv Te hv C pv Tu Tv
4,5576 106 2110000
Wv
1758,46 3566,67 288,889 413999 753,624 366,667 3566,67
Wv 4,53592 kg
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39. Resolução (b)
Volume do pressurizante vaporizado:
(4,53592 kg )0,95(8,314 m3Pa K -1mol -1 )(388,889 K)
Vv
92 1,13764 MPa
Vv 0,12601 m3
EN3225 Propulsão Aeroespacial
41. Resolução (b)
A massa de gás pressurizante:
1,13764 10 3,24228 4
6
Wg
8,314 366,667
Wg 4,83076 kg
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Primeira parte
da resposta (b)
42. Resolução (b)
A partir do calor desta reação:
Q Wg C pg Tg Tu QW2
Tg
Q QW2
Wg C pg
T
u
4,5576 106 633000
Tg
(366,667 K)
4,83076 kg 5233,5 J/kg K
Tg 572,222 K
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Segunda parte
da resposta (b)
44. Sistemas de gás pressurizado
• Sistemas de pressurização de gás
armazenados são amplamente utilizados em
várias combinações.
• O gás é normalmente armazenado em um
recipiente a pressões que variam de 20 MPa a
35 MPa e é fornecido para o sistema de
alimentação de propelentes através de um
regulador.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
45. Ar / N2
• Nos primeiros sistemas
pressurizados, nitrogênio
comprimido era
frequentemente usado.
• Ar também foi muito utilizado
ou mesmo ar (exemplo: V-2)
• Facilmente obtido,
simplificando a logística e
aprovisionamento.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
46. Hidrogênio
• Usado em motores movidos a H2.
• Baixo peso molecular.
• Propelente – altamente inflamável.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
47. Hélio
• Muito utilizado em sistemas pressurizados
americanos e russos.
• Baixo peso molecular.
• Agente inerte, com muito baixo ponto de
ebulição.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
48. Requisitos do gás armazenado
• baixo peso molecular
• alta densidade sob condições de
armazenamento
• o peso mínimo do gás residual
• elevada proporção de material de reservatório
de armazenamento de stress a densidade
permissível
EN3225 Propulsão Aeroespacial
50. 1. Sistema pressurizado sem aquecimento
• Consiste num recipiente de
armazenagem de alta pressão,
uma válvula de corte e de início,
e um regulador de pressão.
• O gás dirigido diretamente para
os tanques principais de
propelente.
Vantagem: grande simplicidade.
Desvantagem: peso do sistema é
relativamente elevado devido à
temperatura mais baixa e, portanto,
o volume específico inferior do gás.
Gás pressurizado
Válvula de controle
Regulador
Tanques de propelente
EN3225 Propulsão Aeroespacial
51. 2. Aquecimento via câmara de combustão
Consiste em um reservatório de armazenamento de
gás a alta pressão, uma válvula de controle, tubos
permutadores de calor na superfície da câmara de
combustão um regulador de pressão.
Gás pressurizado
Os trocadores de calor são montados na seção
divergente do bocal.
Vantagem: o aumento de volume do gás devido ao
aquecimento reduz a massa requerida para a
pressurização do tanque.
Desvantagem: uma quantidade considerável gás
ainda permanece no tanque de armazenamento, ao
final da operação do sistema.
Válvula de controle
Trocadores
de calor na
câmara de
combustão
Regulador
Tanques de propelente
EN3225 Propulsão Aeroespacial
52. 3. Sistema em cascata
Gás pressurizado
Os recipientes de armazenamento de
gás a alta pressão têm tamanhos
diferentes, e são divididos internamente
por um diafragma flexível.
O gás passa por trocadores de calor, uma
válvula e um regulador de pressão.
No final da operação, apenas o primeiro
tanque contém gás, enquanto que os
outros tanques estão quase vazios.
diafragma
Trocadores
de calor na
câmara de
combustão
Gás
pressurizado
Vantagem: diminui as perdas de
aquecimento do gás.
Desvantagem: elevado peso e
complexidade.
diafragma
Gás
pressurizado
Regulador
Válvula de controle
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Tanques de
propelente
53. 4. Aquecimento dentro do tanque
• Consiste num recipiente de
armazenagem de alta pressão,
uma válvula de corte e de início,
e um regulador de pressão.
• O trocador de calor é montado
dentro do tanque de gás
pressurizado.
Vantagem: gera gás a alta
temperatura.
Desvantagem: o sistema de
bombeamento e o tanque de gás
pressurizado ficam mais complexos.
Gás pressurizado
Válvula de controle
Regulador
Tanques de propelente
EN3225 Propulsão Aeroespacial
54. Etapas de projeto: quantidade de gás
Necessidade
de gás para a
pressurização
(aula 10)
Gás
pressurizante
total
Gás residual
no tanque
Gás residual
na tubulação
e trocadores
de calor
EN3225 Propulsão Aeroespacial
55. Etapas de projeto: fator de utilização
Um parâmetro para definir esta soma, é o fator de
utilização do gás pressurizante, definido como a
proporção entre a quantidade de gás necessário
armazenado no tanque e a quantidade líquida de gás
utilizado:
gás necessário
f ut
gás utilizado
EN3225 Propulsão Aeroespacial
56. Etapas de projeto: pressão
MPa
3
2,5
2
1,5
1
0,5
0
Tanque de Entrada do
Saída do
gás
trocador de trocador de
pressurizado
calor
calor
Dutos
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Regulador
Tanque de
propelente
57. Etapas de projeto: temperatura
A temperatura do gás final no recipiente de
armazenagem é calculada através de
T2 P2
T1 P
1
n 1
n
T1: temperatura inicial do gás no tanque (K)
T2: temperatura final do gás no tanque (K)
P1: pressão inicial do gás no tanque (Pa)
P2: pressão final do gás no tanque (Pa)
n: índice do processo de expansão politrópica. Para o hélio,
considera-se n = 1,67.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
58. Exemplo 2
Deseja-se projetar um sistema de pressurização
usando hélio para pressurizar um tanque de
oxidante com as seguintes características:
Faixa de temperatura no tanque no início: 278 a 311 K
Pressão de armazenamento no início: 31 MPa
A pressão tanque no burnout: 2,76 MPa.
Volume dos dutos a jusante do regulador: 0,0113267 m3
Volume dos trocadores de calor: 0,0283168 m3
Volume dos dutos entre o armazenamento dos tanques,
trocadores de calor e regulador: insignificante
Reserva de gás pressurizante: 2%
Coeficiente de expansão isentrópica do hélio: n = 1,67
EN3225 Propulsão Aeroespacial
59. Exemplo 2
Assumindo um processo de expansão isentrópico,
calcular a quantidade de pressurizante, o volume do
tanque e fator de utilização para o caso (a) do
Exemplo 1:
Massa de pressurizante necessária: Wgpress = 4,44067 kg
Temperatura de ullage no burnout: Tu = 388,9 K
Pressão do tanque: PT = 1,13764 Mpa
Temperatura superior limite no início: Tu = 311,1 K
EN3225 Propulsão Aeroespacial
60. Resolução
Assumimos que a temperatura e a pressão do gás pressurizante
residual nas linhas a jusante dos reguladores após
desligamento sejam as mesmas que as dos gases na ullage do
tanque de propelente no burnout.
A massa de gás remanescente nos dutos, válvulas (e etc) vale
PVM
Wgás
RT
Volume dos dutos
a jusante do
regulador
1,13764 10 0,0113267 4 0,0158757 kg
6
Wg dutos
8,314 388,9
EN3225 Propulsão Aeroespacial
61. Resolução
Também assumimos que a temperatura do pressurizante
residual nos trocadores de calor tem as mesmas condições da
entrada do tanque de propelente: 552,8 K.
A pressão deve ser a mesma do hélio residual no seu tanque:
2,76 MPa.
Portanto, esta massa pode ser calculada por
Volume dos
trocadores de
calor
2,76 10 0,0283168 4 0,0680389
6
Wgtroc
8,314 552,8
EN3225 Propulsão Aeroespacial
kg
62. Resolução
Cálculo da temperatura no tanque de pressurizante:
T2 P2
T1 P
1
n 1
n
2,76 106
T2 277,8
31,02 106
P2
T2 T1
P
1
1, 671
1, 67
EN3225 Propulsão Aeroespacial
n 1
n
T2 106,1 K
63. Resolução
Necessidade
de gás para a
pressurização
Wgpress = 4,44067 kg
2,76 10 V
4
8,314 106,11
6
Gás residual
no tanque
Gás residual
na tubulação
e trocadores
de calor
L
Wg dutos 0,0158757 kg
Wgtroc 0,0680389 kg
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Gás pressurizante
total
31 10 V
4
8,314 277,8
6
L
65. Resolução
Usando o limite superior da temperatura no início, o volume
necessário do reservatório de armazenamento para a
pressurização do oxidante é dado por:
Vu
WgásR Tu
PM
5,87 8,314 311,1
Vu
31 106 4
Vu 0,121762 m3
EN3225 Propulsão Aeroespacial
66. Resolução
Cálculo do fator de utilização:
gás necessário
f ut
gás utilizado
5,87
f ut
4,44
f ut 1,325
EN3225 Propulsão Aeroespacial