%0 Thesis
%@documentstage not transferred
%@holdercode {isadg {BR SPINPE} ibi 8JMKD3MGPCW/3DT298S}
%@nexthigherunit 8JMKD3MGPCW/3F35D8B
%@usergroup administrator
%@usergroup jefferson
%@usergroup administrator
%3 publicacao.pdf
%J Numerical simulation of a rocket motor with chemical reaction flow
%@secondarytype TDI
%@dissemination NTRSNASA; BNDEPOSITOLEGAL.
%X O trabalho ora apresentado tem como objetivo simular numericamente o campo de escoamento numa câmara de combustão de motor foguete a propelente líquido, incluindo a tubeira, com métodos numéricos atuais de tal forma que os resultados possam ser tomados como padrões de partida para projetos daqueles sistemas propulsivos. Para tal emprega-se um método de volumes finitos que simula escoamentos em quaisquer regimes de velocidade. Como o escoamento aqui estudado tem regiões em regime supersônico e baixo subsônico, o código numérico inicialmente desenvolvido para escoamentos compressíveis, foi modificado para trabalhar eficientemente em uma ampla faixa de velocidades. Na comunidade de "Computational Fluid Dynamics" (CFD) tem-se desenvolvido códigos de natureza compressível ou incompressível sendo uma dificuldade o tratamento conjunto de ambos pois ainda hoje existem poucas referências neste campo. Aqui optou-se por partir de um código compressível já existente e usaram-se variáveis primitivas nas equações de Transporte, no caso a pressão, as componentes cartesianas de velocidade e a temperatura, ao invés de variáveis conservadas para fazer o tratamento extensivo para qualquer número de Mach. Para tal tarefa empregam-se malhas não estruturadas com refinamentos adaptativos e os termos convectivos são tratados mediante esquemas "Upwind" de primeira e segunda ordem ; para manter a estabilidade numérica emprega-se dissipação artificial e na cobertura temporal foram utilizados os esquemas de Runge-Kutta de 5 passos para a parte de mecânica dos fluidos e o "Value of ordinary differential equations" (VODE) com o Chemkin II na solução reativa do modelo químico. No decorrer do desenvolvimento do presente código que buscava a simulação do escoamento num motor foguete foram feitos testes de comprovação com vários tipos de escoamentos tanto de tipo interno como externo a diferentes velocidades, buscando estabelecer o grau de confiança deste trabalho. Essas comparações foram feitas com resultados teóricos e com outros códigos validados e já aceitos pela comunidade do CFD Para simular escoamentos internos e externos em regimen subsônico (Mach = 0.05) ao supersônico (Mach = 4) foram linearizadas as equações de Euler. Em escoamento externo foi testado um cilindro circular e também escoamento sobre uma cunha aerodinâmica, e para escoamento interno, um canal com seção decrescente e a tubeira convergente-divergente, para a validação do código. Na parte reativa empregou-se a aproximação parabólica da tubeira e no modelo da cinética química a queima de hidrogênio e oxigênio com a extinção e produção de espécies químicas. No campo de temperaturas encontrou-se uma faixa que vai de 1518 K no início da reação química até 838.4 K, este baixo valor é devido a que as condições de velocidade não foram zero na câmara. ABSTRACT: This work presents a numerical simulation of the flow field in a propellant rocket engine chamber and exit nozzle using techniques to allow the results to be taken as starting points for designing those propulsive systems. This was done using a finite volume method simulating the different flow regimes which usually take place in those systems. As the flow field has regions ranging from the low subsonic to the supersonic regimes, the numerical code used, initially developed for compressible flows only, was modified to work proficiently in the whole velocity range. It is well known that codes have been developed in CFD, for either compressible or incompressible flows, the joint treatment of both together being complex even today, given the small number of references available in the area. Here, an existing code for compressible flow was used; in this were introduced primitive variables in the Transport (Euler) equations, here the pressure, the Cartesian components of the velocity and the temperature instead of the conserved variables. This was done to permit the treatment at any Mach number. Unstructured meshes with adaptive refinement were employed here. The convective terms were treated with first and second order upwind methods. The numerical stability was kept with artificial dissipation and in the time coverage one used a five-stage Runge-Kutta scheme for the Fluid Mechanics and the VODE (Value of Ordinary Differential Equations) scheme along with the Chemkin II in the chemical reacting solution. During the development of this code simulating the flow in a rocket engine, comparison tests were made with several different types of internal and external flows, at different velocities, seeking to establish the confidence level of the techniques being used. These comparisons were done with existing theoretical results and with other codes already validated and well accepted by the CFD community. To simulate internal and external flows with velocity regimes in the range from low subsonic (M = 0.05) to supersonic (M = 4), linearized Euler equations were used. Among the external flows this was done with the flow around a circular cylinder and the one over an aerodynamic wedge, and for the internal flows, the flow in a channel with a downstream decreasing cross section and the converging-diverging nozzle flow were used in the code validation procedure. In the reactive it test was used the parabolic approximation of the bell shaped nozzle and the chemical kinetics model chosen was the one dealing with Hydrogen and Oxygen with the extinction and production of chemical species. The temperature field was found ranging from 1518 K on the onset of the chemical reaction down to 838.4K; this value lower was due to the non-zero velocity conditions in the chamber.
%@secondarydate 20001123
%T Simulação numérica do escoamento em um motor foguete com reação química
%I Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
%K método de volume finito, câmaras de combustão, tubeira divergente, diferença atrasada, diferenciação numérica, gradientes de pressão, finite volume method, thrust chambers, divergent nozzles, backward differencing, numerical differentiation, pressure gradients.
%P 104
%8 2000-11-23
%@group PCP-SPG-INPE-MCT-BR
%C São José dos Campos
%@copyholder SID/SCD
%@secondarykey INPE-12251-TDI/979
%E Carvalho Júnior, João Andrade de (presidente),
%E Bastos Netto, Demétrio (orientador),
%E Ferreira, José Gobbo,
%E Azevedo, João Luiz Filgueiras de,
%E Veras, Carlos Alberto Gurgel,
%@project PCP-SPG-INPE-MCT-BR
%2 sid.inpe.br/iris@1913/2005/04.11.19.39.35
%4 sid.inpe.br/iris@1913/2005/04.11.19.39
%9 Dissertação (Mestrado em Combustão e Propulsão)
%D 2000
%A Salvador, Nícolas Moiséis Cruz,
%@area COMB