1. Universidade Federal do ABC
Aula 7
Resfriamento da Câmara de Combustão
EN 3255 Propulsão Aeroespacial
EN3224 Propulsão Aeroespacial
2. Motivação
RS-68
• As temperaturas na
câmara de combustão
alcançam temperaturas
extremamente elevadas
(1500 a 3000 oC).
• As taxas de transferência
de calor também são
bem altas.
EN3224 Propulsão Aeroespacial
4. Resfriamento regenerativo
• Método mais amplamente
aplicado e utiliza um (ou ambos
os propelentes), alimentados
através de passagens na parede
da câmara de combustão para o
arrefecimento, antes de serem
injetados para a queima.
EN3224 Propulsão Aeroespacial
5. Dump cooling
• Uma pequena percentagem do
propelente, tal como o hidrogênio
em um motor L02/LH2, é
alimentada através de passagens
na parede da câmara de
combustão e esvaziado através de
aberturas na extremidade do
bocal.
• Devido aos problemas inerentes,
este método tem apenas uma
aplicação limitada.
EN3224 Propulsão Aeroespacial
6. Película (film cooling)
• As superfícies de parede da
câmara recobertas com uma fina
película de propelente, que é
introduzido através de orifícios
perto dos injetores.
• Este método tem sido muito
usado, particularmente para
fluxos de calor elevados.
• Pode ser usado em combinação
com o arrefecimento
regenerativa.
EN3224 Propulsão Aeroespacial
7. Transpiration cooling
• Introdução do propelente
através de orifícios nas paredes
da câmara
• Este método é essencialmente
um tipo especial de
arrefecimento película.
• As tecnologias (principalmente
metalúrgicas) são caras e
sofisticadas
EN3224 Propulsão Aeroespacial
8. Refrigeração ablativa
• Uma camada de material da câmara
de combustão sofre fusão e
subsequentemente vaporização.
• Isso gera fluxos de gases
relativamente frios na superfície da
parede, criando assim uma camada
limite que auxilia o processo de
resfriamento.
• Usado em motores de combustível
sólido e também com propelentes
líquidos a baixa pressão.
EN3224 Propulsão Aeroespacial
9. Resfriamento radiativo
• O calor é irradiado através
da superfície externa da
parede da câmara de
combustão via processos
radiativos (sT4)
EN3224 Propulsão Aeroespacial
14. Resfriamento com canais tubulares
O número de tubos de refrigeração necessários é uma
função da geometria da câmara, do fluxo de refrigerante,
da tensão máxima permissível da parede do tubo.
Deve-se levar em consideração o custo de fabricação.
14
EN3224 Propulsão Aeroespacial
15. Resfriamento com canais tubulares
Geometria dos tubos na região da câmara de
combustão.
15
EN3224 Propulsão Aeroespacial
16. Conceitos de canais de refrigeração
Close-up
Bonding material
Coating
Tubular Channels
Truncated Oval Channels
Collant injection nozzles
Increased hot-gas side surface area
Cooling channel with transpiration injection
16
EN3224 Propulsão Aeroespacial
18. Inconel
• Liga metálica patenteada pela SMC.
• Usado em lâminas de turbinas a gás, câmaras de
combustão, bem como os rotores de
turbocharger e selos, bombas elétricas
submersíveis, parafusos de alta temperatura, e
motores de foguetes.
EN3224 Propulsão Aeroespacial
19. Refrigerantes
• LH2
• LO2
• Água
• RP1 (JET-A)
• Metano
•Peróxido de hidrogênio
19
EN3224 Propulsão Aeroespacial
24. Correção de (tc)ns
A temperatura no ponto de estagnação da
câmara de combustão pode ser corrigida
utilizando-se o fator de correção da velocidade
intrínseca:
Tc ns projeto Tc ns teórico
* 2
v
EN3224 Propulsão Aeroespacial
25. Fórmula de Cp
Da termodinâmica, usaremos a seguinte
expressão para o calor específico do gás a
pressão constante:
R
Cp
( 1) M
EN3224 Propulsão Aeroespacial
26. Condições térmicas no interior
parede
gases
quentes
T
Twg
em direção ao bocal
EN3224 Propulsão Aeroespacial
camada
limite
convectiva
.
camada de
resíduos da
combustão
(carbono)
28. Condições térmicas no interior
parede
Taw
(T )
Twg
gases
quentes
q hg Taw Twg
em direção ao bocal
q: W/m2
hg: W/m2K
EN3224 Propulsão Aeroespacial
camada
limite
convectiva
.
camada de
resíduos da
combustão
(carbono)
29. Coeficiente de transferência de calor hg
Uma aproximação de hg é dada pela fórmula
proposta por Bartz:
0,026 0, 2C p ( p ) g 0,8 D 0,1 A 0,9
hg 0, 2 0,6 c ns t t s
c * R A
Dt Pr
tx
ns
Eq. 4-13 do H&H
EN3224 Propulsão Aeroespacial
30. Coeficiente de transferência de calor hg
Viscosidade
dinâmica
Calor
específico a
pressão
constante
Área da
garganta
0,026 0, 2C p ( p ) g 0,8 D 0,1 A 0,9
hg 0, 2 0,6 c ns t t s
c * R A
Dt Pr
tx
ns
Número de
Prandt
Diâmetro da
garganta
Cp / k
Condutividade
térmica do gás
Raio médio
de curvatura
na região da
garganta
EN3224 Propulsão Aeroespacial
Área
considerada
para a transf.
calor
Fator de
correção da
camada limite
31. Coeficiente de transferência de calor hg
Atenção: esta é uma fórmula empírica, obtida com grandezas
em unidades no sistema inglês.
lb/in s
in2
Btu/lb oF
psi
ft/s2
in
0,026 0, 2C p ( p ) g 0,8 D 0,1 A 0,9
hg 0, 2 0,6 c ns t t s
c * R A
Dt Pr
tx
ns
in
ft/s
EN3224 Propulsão Aeroespacial
in
in2
32. Coeficiente de transferência de calor hg
Correção para o sistema SI:
m2
J/kg K
Kg/m s
Pa
m/s2
m
1,5595 10-14 0, 2C p ( p ) g 0,8 D 0,1 A 0,9
c ns t t s
hg
P 0, 6 c * R A
Dt0, 2
tx
r
ns
m
m/s
EN3224 Propulsão Aeroespacial
m
m2
33. Expressões especiais
Fator de correção da camada limite
1 Twg 1 2 1
s
M
1
2
2
2 Tc ns
0, 68
1 2
M
1
2
0 ,12
Eq. 4-14 do H&H
Número de Prandt
4
Pr
9 5
Viscosidade dinâmica
(46,6 10 ) M T
10
0, 5
lb/mol
0, 6
oR
(2,33623 10-7 ) M 0,5T 0,6
EN3224 Propulsão Aeroespacial
kg/mol
K
34. Fator de correção da camada limite
Fator de correção da
camada limite para
= 1,2, = 1,3 e = 1,4.
EN3224 Propulsão Aeroespacial
35. Camada de resíduos
parede
Taw
(T )
Twg
gases
quentes
q hgc Taw Twg
em direção ao bocal
q: W/m2
hg: W/m2K
EN3224 Propulsão Aeroespacial
camada
limite
convectiva
camada de
resíduos da
combustão
(carbono)
36. Camada de resíduos
A presença de uma camada de resíduos que recobre o
interior da câmara de combustão proporciona uma
resistência térmica, Rd.
Rd se associa em paralelo com a resistência térmica
convectiva.
1
O coeficiente térmico final é dado por hgc
1
Rd
hg
A presença de uma camada de resíduos,
a temperatura Twg pode ser estimada por
EN3224 Propulsão Aeroespacial
Twg
(Tc ) ns
0,8
37. resistência térmica da camada de resíduos, Rd
(in2 s oF / Btu)
Camada de resíduos
Propelentes:
LO2 /RP-l
(pc)ns=1000 psi
(6894 kPa)
ec
e
EN3224 Propulsão Aeroespacial
38. Exemplo 1
Obtenha a condutância térmica na
câmara de combustão, na garganta
e na saída do bocal de um motor
com as seguintes características:
Propelentes: LO2/RP-1
(pc)ns = 6895 kPa
rw= 2,35
e = 5, ec = 1,6
v* = 0,975
M = 53,38 N/mol
h
gc c
At 3141,93 cm 2
EN3224 Propulsão Aeroespacial
h
gc t
h
gc e
39. Resolução
M = 22,5 lb/mol
a)
750K A-1 Stage Engine
propelentes: LO2 /RP-l
rw = 2,35
(pc)ns = 6895 kPa , pa=1 atm
e = 14
c*= 5810 ft/s
(Tc)ns = 6000 oF
M = 100 N/mol
(Tc)ns = 3589 K
c* = 1771 m/s
= 1,222
rw = 2,35
EN3224 Propulsão Aeroespacial
40. Resolução
M = 100 N/mol
(Tc)ns = 3589 K (teórico)
c* = 1771 m/s (teórico)
= 1,222
Cálculo de (tc)ns de projeto:
Cálculo de c* de projeto:
Tc ns projeto Tc ns teórico
c*projeto = c*v*
Tc ns projeto 3589 0,975
Tc ns projeto 3411 K
c*projeto = 1771 . 0,975
* 2
v
2
c*projeto = 1725 m/s
EN3224 Propulsão Aeroespacial
41. Resolução
At 3141,93 cm 2
Dt 2
At
2
3141,93
Re e Rt 5 63,246
EN3224 Propulsão Aeroespacial
Dt 63,246 cm
De 141,42 cm
42. Resolução
Circunferências auxiliares:
R1 1,5Rt 1,5 31,623 47,5 cm
R2 0,328Rt 0,328 31,623 12,065 cm
R1 R2 47,5 12,065
Rtx
29,78 cm
2
2
Calor específico a pressão constante:
1,222 8,314
R
Cp
2030,6 J/kg K
Cp
(1,222 1) 5,882
( 1) M
EN3224 Propulsão Aeroespacial
50. Modelamento térmico
A transferência de calor no
arrefecimento regenerativo pode
ser modelado como o fluxo de
calor entre dois fluidos em
movimento, através de uma
divisória de multicamadas.
EN3224 Propulsão Aeroespacial
52. Modelamento térmico
T (K)
parede
Taw
temperatura do gás no interior da câmara
Twg
Twc
temperatura do interior da parede da câmara
Tco
fluido
temperatura do fluido refrigerante (cooling)
temperatura do exterior da parede da câmara
R (m)
camada
limite
convectiva
Varia ao longo do
percurso do fluido
EN3224 Propulsão Aeroespacial
camada
limite do
fluido
53. Transferência do calor
q hgc Taw Twg
k
q Twg Twc
t
q hc Twc Tco
q H Taw Tco
Do interior da câmara para a interior
parede da câmara.
Através da parede.
Da parede exterior da câmara para o
fluido refrigerante.
Transferência total.
EN3224 Propulsão Aeroespacial
54. Transferência do calor
q hgc Taw Twg
k
q Twg Twc
t
q hc Twc Tco
Condutividade térmica da
parede da câmara.
Espessura da parede.
Condutividade térmica do
fluido refrigerante.
q H Taw Tco
Coeficiente de transferência
global.
EN3224 Propulsão Aeroespacial
55. Coeficiente de transferência global
H
Condutividade
térmica do do gás no
interior da câmara
1
1 1 1
Rd
hgc k hc
Condutividade
térmica da parede
da câmara
Deve ser incluído se
houver camada de
resíduos da combustão.
Condutividade
térmica do fluido
refrigerante
EN3224 Propulsão Aeroespacial
56. O coeficiente hc
Condição: deve-se evitar que o fluido refrigerante
evapore para manter suas propriedades térmicas.
Devido à alta pressão, o escoamento é turbulento.
Neste caso, podemos usar a equação de Sieder-Tate:
Número de
Nusselt
Nu C1 Re
hc d /k
Diâmetro
do duto
Condutividade
térmica do fluido
Constante do
fluido
0 ,8
Pr
w
0 ,14
0, 4
Número de
Reynolds
r Vco d/
Velocidade
do fluido
Número de
Prandt
Cp / k
EN3224 Propulsão Aeroespacial
Viscosidade
dinâmica no
centro do
duto
Viscosidade
dinâmica na
parede do
duto
57. O coeficiente hc
Substuindo os têrmos:
rVco d
hc d
C1
k
0 ,8
C p
k
EN3224 Propulsão Aeroespacial
0, 4
w
0 ,14
58. Número de Nusselt para alguns refrigerantes
Nu CS
r CS
CCn Re Pr
r
CW
b
CS
Fuel
c
CS
d
CS
CW
e
k CS
k
CW
f
cp
cp
CS
g
PCS
P
Cri
h
No. of
Points
Coefficient/Exponent
Std.
Dev.
Correl.
Coeff.
cc
b
c
d
e
f
g
h
RP1
0.0095
0.0068
0.99
0.94
0.4
0.4
0.37
0
0.6
0
-0.2
0
-6.0
0
-0.36
0
274
274
0.16
0.20
0.97
0.96
Chem. Pure
Propane
0.011
0.020
0.87
0.81
0.4
0.4
-9.6
0
2.4
0
-0.5
0
0.26
0
-0.23
0
79
79
0.10
0.15
0.99
0.97
Commercial
0.034
0.028
0.80
0.80
0.4
0.4
-0.24
0
0.098
0
-0.43
0
2.1
-0.38
0
285
285
0.27
0.29
0.94
0.93
Natural
Gas
0.00069
0.0028
3.7
1.1
1.0
0.42
0.4
0.4
0.4
1.4
1.5
0
-6.5
-6.5
0
6.3
6.4
0
2.6
2.4
0
0.087
0
0
130
130
130
0.16
0.16
0.38
0.92
0.92
0.30
All of the above
fuels
0.019
0.81
0.4
-0.059
0.0019
0.053
0.52
0.11
768
0.28
0.97
All of the above
fuels except
Natural Gas
0.044
0.76
0.4
0
0
0
0
0
638
0.26
0.98
Propane
EN3224 Propulsão Aeroespacial
59. Tubos do sistema regenerativo
Diâmetro da
seção da
câmara
N tubos
Fator de
ajuste
D 0,8(d 2e)
Diâmetro dos
tubos
d 2e
Espessura
das paredes
dos tubos
EN3224 Propulsão Aeroespacial
60. Velocidade do fluido
Se o fluido passa apenas
uma vez
Qf
wf
Vco
r Area N tubosr (d 2 4)
Se o fluido passa n vezes
Qf
wf
Vco
Area N tubos r (d 2 4)
n
EN3224 Propulsão Aeroespacial
61. Máxima tensão tangencial
St
p
co
p g r
t
E q t
6M A
2
2(1 v)k
t
St: tensão tangencial combinada (Pa)
q: fluxo de calor (W/m2)
r: raio dos tubos (m)
t: espessura das paredes dos tubos (m)
pco: pressão do fluido refrigerante (Pa)
pg: pressão dos gases no interior da câmara (Pa)
E : módulo de elasticidade do material (Pa)
: coeficiente de expansão térmica do material (K-1)
k : condutividade térmica do material (W/m K)
v : módulo de Poisson do material
MA: momento tensor (N)
EN3224 Propulsão Aeroespacial
62. Exemplo 2
Um motor com as características dadas abaixo, tem seu sistema
de arrefecimento composto por tubos com paredes de
espessura t=0,508 mm. O material usado foi o Inconel X.
Determinar o diâmetro dos tubos e verificar se os mesmos
resistirão ao stress mecânico.
Propelentes: LO2/RP-1
(pc)ns = 6895 kPa
Dt= 0,63246 m
e = 5, ec = 1,6
v* = 0,975
M = 53,38 N/mol
refrigerante em
um sistema de
duas passagens
Condições térmicas no interior:
= 1,222
Twg= 660 K
Tco= 333,33 K
hgc= 7,33846x10-9 W/m2K
.
wco= 3678,68 N/s
pco= 10,3421 MPa
EN3224 Propulsão Aeroespacial
63. Exemplo 2
Dados:
Inconel X - 810 K a 922 K
Coef expansão térmica
= 1,44x10-5 K-1
Módulo de elasticidade
E = 1,93053x1011 Pa
Condutividade térmica
k = 8,87513x10-11 W/m K
Razão de Poisson
v = 0,35
Tensão máx. recomendada
Fty = 565,37 MPa
RP-1 - 300 K a 350 K
Viscosidade dinâmica
= 0,000742889 kg/m s
Condutividade térmica
k = 4,95227x10-13 W/m K
Calor específico
Cp = 2093,4 J/kg K
Constante
C1 = 0,0214
Densidade
r = 0,808253 kg/m3
RP-1 - 500 K a 600 K
Viscosidade dinâmica
= 7,42889x10-5 kg/m s
EN3224 Propulsão Aeroespacial
64. Resolução
O fluxo de calor vale
q hgc Taw Twg 7,33846 10-9 3148,33 660
q 0,0657 W/m 2
A temperatura do exterior da parede da câmara vale:
k
q Twg Twc
t
qk
0,0657 0,000508
Twc Twg
660
t
8,87513 10-11
EN3224 Propulsão Aeroespacial
Twc 555,55 K
65. Resolução
A condutividade térmica do fluido refrigerante:
q hc Twc Tco
q
0,0657
hc
Twc Tco 555,55 333,33
hc 2,956 10-4 W/m 2 K
EN3224 Propulsão Aeroespacial
66. Resolução
Expressões para o cálculo de d e Ntubos.
1) Expressão do número de Nusselt:
rVco d
hc d
C1
k
0 ,8
C p
k
EN3224 Propulsão Aeroespacial
0, 4
w
0 ,14
67. Resolução
Expressões para o cálculo de d e Ntubos.
2) A velocidade do fluido nos dutos:
wf
Vco
N tubos
2
r (d 4)
n
3678,68
Vco
N tubos d 2
r
9367,68
2
4
Vco
N tubosrd 2
EN3224 Propulsão Aeroespacial
68. Resolução
Expressões para o cálculo de d e Ntubos.
3) Número de tubos na garganta: :
Dt 0,8(d 2e)
N tubos
d 2e
0,63246 0,8(d 2 0,000508)
N tubos
d 2 0,000508
1,99d 2,5132
N tubos
d 0,001016
EN3224 Propulsão Aeroespacial
73. Resolução
Tensão tangencial
pco p g r
E qt
6M A
St
2
t
2(1 v)k
t
St
10,342110
6
0,021717
3,87485 106
11
-5
2
1,93053 10 1,44 10 0,0657 0,000508 6M A
0,000508
2(1 0,35)8,87513 10-11
0,0005082
St 3,70248 108 1,03421108 M A
EN3224 Propulsão Aeroespacial
74. Resolução
Comparando com a tensão máxima recomendada:
5,6537 10 - 3,70248 10
MA
1,03421108
8
8
M A 8,36266 N m
Este valor está acima do esperado para a ação do fluido
no interior dos tubos.
Portanto, o diâmetro dimensionado está adequado
para este motor.
EN3224 Propulsão Aeroespacial