Centrifugal Injector

A few weeks ago, we just build a small element of injector. We made some tests to determinate its mass flow rate in function of pressure drop (this graph gave us injector's Discharge Coefficient Cd).

One of big advantages of centrifugal Injector is its mixture efficience in comparison of impinging jet.

Due to its complexity, centrifugal injector are not so common for amateur. But we are trying to overcome the difficulties of developing. Our first injector had 1,6mm of tangential holes, with a total of 6 holes distributed around vortex chamber (separated to 60 degrees).

But today we just finish our second centrifugal injector. It have six 0,8mm tangential holes around vortex chamber.

Our first injector have a 60g/s mass flow rate at pressure drop of 2 atm. We are developing now a device to measure this parameter and its mass flow distribution in radial and axial direction.

We will test this new injector along this week and soon as possible we will test this new injector an compare both with its respective calculations.

Below is the video of our first injector test (without much criterion yet).

Nano-Satellite Launch Vehicle (VLNS) Part-001

After a long time without a post, we're back.

Well, this is our first post in english. We hope to post in russian and portuguese too at the same time in the future.

Actually we are finishing a heat transfer calculation of L10K and its version to vacuum. In parallel, we're running some simulations that we hope to publish as soon as possible.

While that, we're working in 3D integration of components of VLNS (Nano-Satellite Launch Vehicle). Below is a image of how it's right now. There lot of work to do, but it's taking shape.

We will post our progress in calculations and simulations in this weekend.

Algumas Modificações

Adotando uma nova configuração objetivando desempenho, baixo custo e (segurança), o L10K foi reprojetado tendo seu oxidante substituído por LOx (Oxigênio Líquido). Com isso, todo o veículo lançador de Nano Satélites foi reprojetado e, com o auxilio do software recentemente desenvolvido pelo grupo, sua carga útil foi aumentada para um limite de 18kg em orbita baixa (300km).

Focando neste novo design, está sendo feita uma simulação em CFD do motor em diversas configurações. A primeira simulação foi do motor operando em regime nominal ao nível do mar. os resultados de fluxo mássico convergiram para os parâmetros previamente calculados no projeto do motor. Atualmente está sendo realizado um cálculo do mesmo motor, porém em funcionamento em ambiente condizente com uma altitude de 10km. Futuramente o cálculo será refeito com pressão ambiente condizente com 30km e 70km (praticamente vácuo). A segunda fase de cálculo irá reproduzir as mesmas condições ambientes para um cluster de 4 motores funcionando simultaneamente.

O objetivo destas simulações é projetar uma seção dos motores de forma que a pluma resultante da combustão não afete estruturalmente o veículo e nem afete o desempenho dos motores em regime nominal de funcionamento.

Software para Cálculo de Trajetórias Balísticas - 2

Depois de algum tempo analisando o código utilizado para o software de calculo de trajetórias, resolvi corrigir um pequeno erro que diminuía a precisão do mesmo e aproveitei para adicionar parâmetros para trajetórias orbitais.

Entretanto foi necessário adicionar uma condição de contorno para o cálculo, pois mesmo ao calcular o fim de queima do último estágio, entrava em um loop infinito.

Corrigido os problemas e aprimorando a precisão, foi feita várias comparações utilizando dados de foguetes já bem conceituados no quesito de satelização e os valores obtidos foram muito satisfatórios.

Aproveitando o software finalizado, foi recalculado e optimizado o VLNS. Uma opção muito interessante (que será melhor comentado futuramente) foi a substituição do HTP (Peróxido de Hidrogênio com concentração acima de 85%) por Oxigênio Líquido. Com isso, será possível proceder com a satelização de 18kg em orbita baixa utilizando apenas dois estágios. Entretanto este será tema para uma futura postagem.

Válvula Reguladora de Pressão

Hoje finalmente concluímos mais uma etapa no desenvolvimento de um veículo movido a propelente líquido. O projeto de uma válvula reguladora de pressão para o sistema de alimentação.

Pode parecer simples e a mesma é encontrada facilmente no mercado. Porém, para as condições requeridas para o voo, esta válvula precisa de características específicas que permitira seu funcionamento na fase de elevada aceleração do lançamento.

Apesar de possuirmos as válvulas respectivas para os testes em bancadas, iremos realizar também testes com a versão de voo, onde a pressão de entrada ficará em 200bar e sua saída será regulada para 25bar.

As tentativas anteriores apresentavam uma não estabilidade na pressão de saída, ocasionando uma diminuição e até mesmo uma oscilação na pressão dos tanques quando o volume do reservatório reduzia. Entretanto, uma modificação simples permitiu manter uma pressão de saída continua, com oscilação reduzida e sem necessidade de controle externo. Isso sem falar que a massa final de tal válvula ficou cerca de 40% menor do que sua primeira versão.

A próxima atividade do grupo será a confecção deste componente, testes de calibração e em seguida a sua utilização em ensaios a quente. Em breve postaremos fotos deste componente e uma descrição mais detalhada de seu funcionamento.

Bancada de Testes

O grupo Proxima Centauri está, paralelamente aos desenvolvimentos de motores e foguetes, desenvolvendo uma bancada de testes com o intuito de obter resultados referentes ao desempenho dos motores desenvolvidos pelo grupo. Esta bancada terá capacidade de teste de motores de até 600kgf de empuxo e teste de foguetes montados com toda estrutura de vôo de até 1tonelada.

O objetivo inicial é apenas qualificar motores de baixo empuxo para os primeiros vôos e parametrizar os propelentes a disposição do grupo. Entretanto, seu aperfeiçoamento permitirá medições tanto de empuxo, quanto de temperatura, pressão e futuramente até mesmo de estabilidade da combustão.

Os tanques de bancada estão sendo confeccionados e inicialmente, para os objetivos primários, contarão com capacidade de até 5 litros de peróxido de hidrogênio (90%) e 2 litros de etanol anidro. Também possuirá nesta fase, sistema de controle de abertura eletronicamente e exaustão dos gases de combustão. Futuramente serão instalados novos tanques que permitirão a utilização de Oxigênio Líquido, Querosene, e dependendo da disponibilidade e autorização das forças armadas, UDMH (Di-Metil Hidrazina Assimetrica) e Tetróxido de Nitrogênio (NTO). Abaixo temos algums imagens do projeto da bancada que está sendo construída.

VTPC-01-L210

Para testar o motor foguete a propelente líquido L210 em vôo, foi projetado um foguete de baixo custo, recuperável e de apogeu variável (dependendo da quantidade de propelente carregado), cujo alcance máximo se dê a 15mil metros. tal foguete apresenta uma aerodinâmica padronizada, o que permite tanto a qualificação do motor, quanto a parametrização de misturas diversas de propelente e sistema de controle.

Entretanto, por conseqüência da possibilidade de liberação de espaço aéreo, os primeiros vôos se darão em altitudes que não excedam 2mil metros, o que acarretará em tempo de queima de propelente da ordem de 5-10 segundos. Para testes, o foguete será, em seu primeiro vôo, carregado com capacidade máxima, mas será programado o desligamento dos motores logo após o tempo desejado e, em seguida, a liberação do propelente para o ambiente (purga) com o objetivo de reduzir riscos de explosão em caso de falha do sistema de recuperação.

Abaixo há fotos extraídas de software 3D (solidworks) para representação da estrutura externa e simulações aerodinâmicas (computacionais). O motor foguete L210 foi inserido na imagem apenas por motivo de comparação. A imagem é da versão de bancada. A versão de vôo comportará algumas modificações que serão apresentadas em breve.

Motor Foguete a Propelente Líquido L210

Apenas aproveitando o ânimo para postar, eis algumas fotos do L210 ainda em versão de teste estático (bancada). Este motor está sendo o padrão de comparação para futuros testes e projetos.

O motor L210 funciona basicamente com Etanol Anidro e Oxigênio gasoso em uma razão de mistura (Km) de aproximadamente 2, ou seja, 66% do fluxo mássico consumido será de oxidante e os 34% restante será de etanol anidro. Seu empuxo calculado esta na ordem de 210N, ou seja, aproximadamente 21kgf.

Após o teste de qualificação de queima (padrão), o mesmo passará a trabalhar com peróxido de hidrogênio concentrado e ainda etanol. Assim, o mesmo poderá então ser qualificado para uma versão em vôo, cujo veículo esta sendo desenvolvido e o apogeu esperado será em torno de 10km.

Prosseguindo com o projeto, este motor ainda será testado com uma diversidade de combinações de par propelente, sempre mantendo a referência como Etanol + Oxigênio gasoso, além de testar novos tipos de cabeçote de injeção, sistema de refrigeração, etc. Abaixo estão as fotos.

Cálculo de Trajetória - VLNS

Bom dia a todos. Recentemente estivemos simulando o vôo do VLNS-1A de forma a otimizar sua trajetória para que o mesmo seja muito bem otimizado. Assim, utilizando basicamente algumas considerações, como diâmetro do foguete, arrasto aerodinâmico, além de massa de propelente e massa morta, foi possível chegar às seguintes acelerações.

Como podemos ver na imagem acima, os eventos de quebra da barreira do som e ejeção da coifa poderão ser facilmente notados por um sensor de aceleração. A partir dos mesmos, será possível a determinação de proximos eventos com melhor precisão.

O gap entre o segundo e terceiro pico corresponde ao voo balístico cuja unica função é casar a atitude com a direção de velocidade no instante de acionamento do terceiro estágio. Assim, integrando a curva acima, podemos chegar ao valor da velocidade do foguete em função do tempo também como sendo.

A partir deste gráfico, podemos concluir que este veículo possuí a capacidade de satelizar os 10kg em uma órbita circular de aproximadamente 900km acima da superfície da Terra ainda com "sobra" de propelente (seu limite superior é de 12kg) devido a velocidade final (módulo) ser equivalente a 8km/s.

Assim que possível, colocaremos mais informações a respeito deste ambicioso projeto. Apenas esperamos que o mesmo possa sair do papel e alçar vôo com a bandeira brasileira em sua estrutura.

Motor Foguete a Propelente Líquido L10K

Conforme fora dito recentemente, estamos projetando um motor foguete a propelente líquido alimentado por turbo-bomba com empuxo em solo de 10kN. Seu Impulso específico (quantidade de empuxo fornecida por massa de propelente por segundo) ao nível do mar deverá ficar na casa dos 260s e 280s em vácuo.

Utilizando uma mistura de peróxido de hidrogênio e etanol a principio, este motor fará parte do primeiro estágio do Veículo Lançador de Nano-Satélites juntamente com mais 4 motores de 5kN de empuxo. Estes últimos proporcionarão o empuxo necessário para a ascensão do veículo e ao mesmo tempo participará diretamente no controle do primeiro estágio.

A figura abaixo foi recuperada de alguns arquivos antigos. A versão atual conta com sistema de refrigeração por radiação em uma seção da região supersônica, além de já possuir um berço de fixação no foguete aprimorado. Também alguma válvulas de controle de mistura e empuxo, além de sistema de acionamento e desligamento do motor já estão concluídos. Em breve postaremos uma imagem mais atualizada do projeto.

Motor L10K

Saudações caros leitores. É com muito prazer que divulgo hoje a grande meta do Grupo Proxima Centauri. O motor foguete a propelente líquido L10K.

Este motor foguete irá englobar o máximo de tecnologia possível para o nosso grupo. Ele apresentará 1000kgf de empuxo (10kN) em solo, pressão de câmara de 60bar e sistema de alimentação por turbo-bomba. Seu propelente inicialmente será Peróxido de hidrogênio a 90% e etanol anidro. Seu sistema de refrigeração será regenerativo, ou seja, um elemento do par propelente passará por uma parede dupla da câmara de combustão e refrigerará a mesma.

A escolha do par propelente foi devido as vantagens dos componentes e principalmente para fugir inicialmente dos compostos criogênicos (LOx) ou cancerigenos/corrosivos (NTO). Mas a vantagem principal está na densidade do oxidante e principalmente na sua razão de mistura elevada, o que permite um melhor sistema de refrigeração da câmara de combustão. A grande vantagem em termos de eficiência também está na eliminação do sistema de ignição, pois o HTP90 (High Test Peroxide 90%) já apresenta comportamento hipergólico quando na presença de um componente catalizador. Entretanto esta vantagem carrega uma grande desvantagem no quesito segurança. Uma vez em presença do catalizador, o HTP90 possuí decomposição "espontânea" devido a elevada temperatura que tal efeito ocorre, não necessitando mais de agente catalítico.

A utilização do etanol anidro (EtOH-A)se deve basicamente a grande disponibilidade do mesmo na indústria brasileira. A queda de desempenho causado por tal escolha compensa no quesito custo e na possibilidade de reutilização de tal motor, pois ao contrário do querosene ou bio-diesel, o EtOH-A não apresenta fuligem na queima e nem deposito de composto pirolizado-resinado devido a elevação da temperatura do mesmo.

A única escolha em aberto está no sistema de geração de gás para o agregado turbo-bomba. Há basicamente duas possibilidades que estão sendo melhor estudadas. A utilização de HTP90 em decomposição ou sistema de queima bi-componente rico em combustível. Nossa tendência esta no sistema de geração de gás por decomposição do HTP90, porém há a necessidade de trabalhar com componentes que suportem o gás quente rico em oxidante que é relativamente corrosivo, principalmente para certos metais.

Em breve devemos divulgar as imagens do projeto de tal motor.

Software para Cálculo de Trajetórias Balísticas

Depois de uma semana turbulenta no trabalho, finalmente consegui tirar algumas poucas horas diárias para trabalhar em cima de um novo software. Até este presente momento, já se somaram mais de 80h de trabalho árduo sobre o mesmo. Utilizando inicialmente o Microsoft Excel para tal (visando facilitar a passagem do mesmo para C++ em breve), o software SLC v1.0 (Satellite Launcher Calculator) finalmente tomou forma e gerou seus primeiros resultados. Entretanto, ainda há muito o que modificar e refinar os resultados para que o mesmo possa ser confiável.

O resultado obtido por este software no presente momento, difere menos de 5% dos dados calculados pacientemente do Veículo Lançador de Nano-Satélites. Entretanto, esperamos em breve simular outros modelos de veículos lançadores (já homologados para satelitização, tal como o Falcon1, Dnepr, Rockot e Vanguard entre outros).