Estudo conceitual de um demonstrador da combustão supersônica para voo de 21 km a 31 km na atmosfera terrestre
combustão supersônica, scramjet, propulsão hipersônica aspirada
Esta monografia apresenta um estudo conceitual, em desenvolvimento na Universidade Federal do Rio Grande do Norte (UFRN), de um demonstrador de combustão supersônica (tecnologia scramjet) de configuração mista (com compressão externa e interna), durante voo atmosférico, nas altitudes de 21 km, 26 km e 31 km, na velocidade hipersônica constante de 1950 m/s. As teorias analíticas da onda de choque oblíqua, da adição de calor em escoamento unidimensional na seção transversal com área constante e da razão de área foram aplicadas nas seções de compressão, câmara de combustão e expansão, respectivamente, considerando o ar como um gás perfeito e sem considerar os efeitos viscosos. Os ângulos da seção de compressão foram determinados satisfazendo a temperatura (superior à temperatura de ignição do combustível) e a velocidade supersônica do escoamento de ar proporcionem a queima estequiométrica do ar atmosférico com combustível hidrogênio na câmara de combustão. Ainda, foram consideradas as ondas de choque incidentes têm a mesma intensidade proporcionando choque on-lip e choque on-corner. A seção de expansão foi otimizada considerando que os produtos da combustão têm a mesma pressão na altitude de voo do demonstrador scramjet. Finalmente, observou-se que os produtos da combustão, na seção de expansão, estavam com velocidade superior à velocidade de voo de 1950 m/s, possibilitando a geração de empuxo não instalado.