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).