liquid propellant rocket engine (motor foguete liquido) part11
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Aula 11: Alimentação via turbo bombasTRANSCRIPT
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Universidade Federal do ABC
Aula 11 Alimentação via Turbo-Bombas
1. Parâmetros gerais 2. NPSH e Cavitação
3. Turbinas e Eficiência global
EN 3255 Propulsão Aeroespacial
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Quando usar turbobombas?
Nos projetos de motores foguete com
• Empuxo elevado
• Acionamentos de longa duração
o uso de turbobombas resulta em menos massa em comparação com os sistemas pressurizados.
Principal fator: o peso dos tanques de pressurizante.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Função da turbobomba
A turbobomba é um dispositivo que aumenta a pressão do fluido.
Baixa pressão Alta pressão Turbobomba
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Função da turbobomba
Como a pressão de entrada é baixa, os tanques de propelente podem ser mais leves.
Em veículos grandes, esta é a principal vantagem do uso de turbobombas.
Baixa pressão Alta pressão Turbobomba
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Carga em uma bomba
A carga de uma bomba é dada pela da equação de Bernoulli.
Baixa pressão Alta pressão Turbobomba
constante2
2
zg
vp
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Carga em uma bomba
Existem quatro tipos de carga no cálculo da carga total dentro e fora de uma bomba:
• A carga de velocidade é devida ao movimento do fluido (energia cinética).
• A carga de elevação é devida ao peso do fluido: a força gravitacional atuando sobre uma coluna de líquido (energia potencial).
• A carga de pressão é devida à pressão estática,que se exerce uma sobre as paredes que contém o fluido.
• A carga de atrito (ou perda) é devida às forças de atrito viscoso que atuam contra o movimento do fluido.
Na literatura em inglês, o termo para
a carga de uma bomba é “head”.
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Exemplo: turbobombas da V2
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Elementos do sistema de turbobombeamento
1. Bombas de propelentes 2. Turbinas 3. Fonte de energia das turbinas
a) Partida b) Operação normal
4. Sistemas de lubrificação 5. Transmissão mecânica 6. Sensores do sistema de controle 7. Dutos de saída dos propelentes pressurizados 8. Montagem mecânica
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Tipos de bombas
• Centrífugas de estágio único
• Centrífugas multiestágio
• Axiais
• Centrífugas com indutor (inducer)
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Bombas centrífugas
• Têm uma boa faixa de operação de pressão e vazão.
• Eficientes.
• Projetos de baixa massa.
• Usadas em um grande variedade de foguetes. • Exceção: LH2 a alta pressão e alta vazão.
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Bombas Centrífugas de estágio único
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Bombas Centrífugas multiestágio
Geram diferenças de pressão mais elevadas.
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Bombas axiais
Usadas para bombeamento de fluidos com baixa temperatura e baixa densidade.
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Comparação
Imagens mnemônicas comparativas para não esquecer nunca mais.
centrífuga axial
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Bombas centrífugas com indutor (inducer)
Axial Centrífuga Turbina
(indutor) multiestágio
Turbobomba do motor M-1.
Ideais para LH2
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Redstone A-7 Rocket Engine Turbopump
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Sistemas de acionamento
• Direct Drive • A turbina e as bombas compartilham o mesmo eixo
• Com engrenagens (geared)
• Dual • Turbinas separadas para cada bomba
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Sistemas direct drive
1.Back to back
2. Turbina entre as bombas
T
T
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Sistemas com engrenagens
1. Pancake 2. Off-set
T
T
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Sistemas com engrenagens
3. Engrenagem simples
T
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Sistemas duais
1.Turbinas em série 2. Turbinas em paralelo
T
T
gás quente
gás quente
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Sistemas de alimentação da turbina
Bipropelente T
GG
gás quente
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Sistemas de alimentação da turbina
Monopropelente T
GG
gás quente
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Sistemas de alimentação da turbina
Tapoff
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Sistemas de alimentação da turbina
Topping
GG
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Sistemas de alimentação da turbina
Combustão dual
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Um caso real
As turbobombas do Atlas MA-5
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Um caso real
H&H figura 6.14
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Um caso real
H&H figura 6.16
Sistema de transmissão: engrenagens e mancais
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PROJETO DE TURBOBOMBAS PARA MOTORES FOGUETE
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Performance
O sistema de bombeamento pode afetar o resto do projeto em três aspectos:
1. Peso intrínseco do sistema de bombeamento.
2. Exigência de carga de entrada.
3. Taxa de gases requerido pela turbina.
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Performance
Um bom sistema de turbobombeamento é definido como sendo aquele que:
• Permite ao motor principal alcançar o melhor desempenho (impulso específico, empuxo, etc)
• Com o menor peso intrínseco do sistema de bombeamento.
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Fator de peso equivalente
EWF – equivalent weigth factor
Definido como a diminuição do peso da carga útil (kg) como uma função da taxa de fluxo da turbina (kg/s).
O EWF é proporcional à razão entre o impulso específico de escape da turbina (Isp)te e o impulso específico da câmara de combustão (Isp)tc.
tcsp
tesp
I
IEWF 1
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Peso equivalente
EW – weigth factor
É dado pela soma do peso da turbobomba e o produto do EWF pela a taxa de fluxo de massa da turbina:
Valores típicos de EWF: 5 s-1 para estágios inferiores e 200 s-1 para estágios superiores.
Massa do sistema de bombeamento
Fluxo de massa na turbina
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Exemplo 1
Dados os dados das bombas de um motor foguete:
Peso da bomba: 8451,62 N
Fluxo de gás na turbina: 409,236 N/s
EWF = 55 s-1
Determine o peso equivalente das turbobombas por motor.
Resolução:
55236,40962,8451 EW
N 30959,6EW
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Parâmetros
1. Propriedades dos propelentes
2. Pressões e vazões
3. Velocidades específicas
4. Carga de sucção positiva (Pump net positive suction head - NPSH)
5. Eficiência das bombas
6. Eficiência da turbina
7. Eficiência do ciclo da turbobomba
8. Integração com o restante do projeto
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Propriedades de propelentes líquidos
(dimetil-hidrazina assimétrica)
H&H tabela 6.3
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Criogenia - problemas
A baixa temperatura de líquidos criogênicos prejudica os materiais usados na construção de turbobombas
• Selos, rolamentos, lubrificantes, etc.
• Risco de formação de gelo.
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Gradientes de temperatura
Combustível: 16 a 88 K
Gases da turbina:
900 a 1200 K
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Carga desenvolvida pela bomba
DH – pump developed head
Definida como a diferença entre a carga de saída da bomba e carga de sucção da bomba, e dada por
pH
DD
Pressão que a bomba adiciona ao fluido
Peso específico do fluido
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Pressão necessária
Pressão na câmara de combustão + perdas hidráulicas.
As perdas incluem a queda pressão nos injetores, na tubulação de arrefecimento e nas válvulas e tubos de combustível.
Uma margem de pressão adicional é geralmente solicitada para a calibração do sistema.
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Uso de curvas características
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Coeficiente de carga da bomba
Definido como a razão entre a carga nominal da bomba e a carga teórica máxima de fluxo zero para a entrada axial
Valores típicos: 0,2 a 0,7 para bomba simples e 1,5 a 2,0 para bombas
multiestagiadas.
D
gu
H2
2
Velocidade média no eixo do rotor da
bomba (velocidade nominal de rotação de no ponto de projeto)
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Definido como a razão entre a carga nominal da bomba e a carga teórica máxima de fluxo zero para a entrada axial
Velocidade de fluxo da bomba em direção axial no ponto de
projeto
Coeficiente de vazão da bomba
2
2
u
cm2
2A
Qc
proj
m
Área nominal de saída da bomba
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Leis de afinidade das bombas
Três expressões que definem as relações entre grandezas de duas bombas.
2
1
2
1
N
N
Q
Q
Q: vazão N: rotação DH: carga
2
2
2
1
2
1
N
N
H
H
D
D3
2
3
1
2
1
N
N
hp
hp
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Velocidade específica da bomba
Uma consequência das Leis de afinidade das bombas é a derivação da velocidade específica da bomba:
Este valor estabelece a rotação necessária para produzir o fluxo de uma unidade de massa de propelente por uma unidade de ascensão da carga através do rotor da bomba.
(adimensional) 75,0
5,0
Hg
NQNs
D
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Tipos de impulsores
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 2
As bombas de um motor foguete têm as seguintes características:
Determinar as velocidades específicas das duas bombas.
Bomba Densidade do fluido
Pressão de sucção
Pressão de saída
Vazão Rotação
Oxidante 1143,4 kg/m3 379212 Pa 10,3766 MPa 894,031 kg/s 7000 rpm
Combustível 808,131 kg/m3 310264 Pa 11,859 MPa 404,604 kg/s 7000 rpm
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 2: resolução
Pressão gerada pela bomba:
Carga gerada pela bomba:
Bomba de oxidante
MPa 9,9974MPa 0,379212-MPa 10,3766 Dp
m 892,2 8,91143,4
109974,9 6
DD
pH
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 2: resolução
Vazão:
Velocidade específica da bomba:
Bomba de oxidante
/sm0,7824,1143894,031 3oQ
(SI)114,0
2,8928,9
7819,060
7000
75,0
5,0
sN
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Exemplo 2: resolução
Pressão gerada pela bomba:
Carga gerada pela bomba:
Bomba de combustível
MPa 55,11MPa 0,310264-MPa 11,859 Dp
m 2,4581 8,9131,088
1054,11 6
DD
pH
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Exemplo 2: resolução
Vazão:
Velocidade específica da bomba:
/sm0,5131,808604,404 3cQ
(SI)0632,0
2,14588,9
5,060
7000
75,0
5,0
sN
Bomba de combustível
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NPSH: CAVITAÇÃO
EN3225 Propulsão Aeroespacial
A carga na entrada da bomba
A operação contínua do motor foguete cria uma área de baixa pressão na entrada, que leva o fluido a ser admitido na entrada a uma taxa constante.
Entretanto, existem locais dentro da bomba, que ficam sujeitas a pressões estáticas ainda menores do que a pressão de entrada estática.
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Cavitação
Se a pressão estática do fluido na entrada da bomba ou quaisquer outras regiões dentro da bomba cair abaixo do da pressão de vapor de fluido, essas regiões apresentam o fenômeno de cavitação.
O fluido passa do estado líquido para vapor na forma de bolhas.
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Cavitação
O colapso subsequente (explosão) destas regiões de vapor cria forças de pressão locais, e podem resultar em instabilidades de fluxo e danos substanciais a componentes críticos.
A formação de vapor altera as passagens de fluxo efetivos do fluido e, portanto, afeta seriamente o desempenho normal da bomba.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Evitar a cavitação
A carga positiva de sucção de entrada positiva, (NPSH)a, a montante da bomba, deve que ser maior do que a pressão de vapor.
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Condição para o (NPSH)a
Pt: pressão no tanque de propelente.
r : densidade do propelente.
z: diferença de altura da saída do tanque de propelente até a entrada da bomba. Importante: corrigir em função da aceleração do veículo.
Dpf: perdas de carga nos dutos e válvulas.
pv: pressão de vapor do propelente na entrada da bomba.
rrrvft
a
ppz
PNPSH
D)(
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NPSH crítico
A carga positiva de sucção de entrada crítica, ou (NPSH)c, é usado para indicar a carga de sucção mínima exigida em função da pressão de vapor de propelente para garantir a supressão da cavitação.
Este valor é definido por convenção, e corresponde a perdas de 2% em geração de carga à velocidade nominal e à vazão de uma determinada bomba.
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Pressões abaixo de (NPSH)c
Pressões abaixo do (NPSH)c resulta em pontos de cavitação, que aumentam à medida que a pressão decresce.
Por outro lado, a carga desenvolvida é ainda mais reduzida, afetando a vazão.
Essa variação do fluxo de propelente pode impactar a combustão no motor.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Uso de curvas características
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Velocidade específica de sucção
É útil comparar as características de diversos modelos de sucção da bomba em função de um parâmetro de concepção chamada velocidade específica de sucção, o NSS:
(adimensional) 75,0
5,0
c
SSNPSH
NQN
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Velocidade específica de sucção
A velocidade específica de sucção está relacionada com a carga de sucção líquida positiva crítica da mesma maneira que a velocidade específica está relacionada com a carga desenvolvida pela bomba.
(adimensional) 75,0
5,0
c
SSNPSH
NQN
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Parâmetro de Thoma, t
Coeficiente que descreve características da bomba de sucção.
Este valor é definido como a razão da carga de sucção crítica líquida positiva (NPSH)c e a carga nominal desenvolvido, DH:
333,1
D
SS
Sc
N
N
H
NPSHt
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Desempenho
Para um determinado (NPSH)a, as características de sucção da bomba (NSS) determinam a rotação máxima permitida para a vazão de projeto.
Uma bomba de alta NSS ou elevado (NPSH)a permite um número de rotações mais alto, menor peso da turbobomba e, possivelmente, maior desempenho da turbina.
desempenhomaior )(
SS
a
N
NPSH
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Regiões de operação
gear drive
direct drive
EN3225 Propulsão Aeroespacial
(NPSH)c de partida
Além do (NPSH)c durante a operação em regime, deve também ser considerado o (NPSH)c na partida – transiente.
Este valor deve ser calculado para gerar a aceleração adequada para que se atinja a velocidade nominal e a taxa de fluxo no tempo desejado.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
(NPSH)c de partida
O (NPSH)c da partida depende de
• taxa de aceleração
• sistema de controle do motor
• aceleração do veículo
• efeitos da gravidade
• geometria do duto de sucção de propelente
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(NPSH)c de partida
A pressão do reservatório de pressurizante de partida da bomba deve ser suficiente para acelerar e para vencer a resistência hidráulica nos dutos de aspiração.
Além disso, deve fornecer para a bomba o (NPSH)c necessário durante todas as fases de operação do sistema.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 3
Bomba Oxidante Combustível
Fluido LO2 RP-1
(NPSH)c 17,6784 m 21,336 m
Carga desenvolvida 893,064 m 1459,99 m
Vazão 783,581 l/s 502,199 l/s
Rotação 7000 rpm 7000 rpm
Densidade 1143,4 kg/m3 808 kg/m3
Pressão no tanque 413,685 kPa 344,738 kPa
Diferença de altura entre o tanque e a entrada da bomba 1,0668 m 7,62 m
Perdas de carga 34473,8 Pa 55158,1 Pa
Temperatura na entrada da bomba 90 K 289 K
Pressão de vapor (tabela 6.3 do H&H) 101353 Pa 213,7 Pa
Determinar as velocidades específicas e o parâmetro de Thoma das duas bombas de um motor foguete considerando as seguintes características:
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 3: resolução
75,0
5,0
75,0
5,0
6784,17
783581,060
7000
c
SSNPSH
NQN
Bomba de oxidante
98,11SSN
0198,0
893,064
6784,17
D
H
NPSH ct
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 3: resolução
Bomba de oxidante
zppP
NPSHvft
a D
r
)(
1,06689,81143,4
10135334473,8413685)(
aNPSH
m 25,9)( aNPSH
EN3225 Propulsão Aeroespacial
75,0
5,0
75,0
5,0
336,21
021995,060
7000
c
SSNPSH
NQN
Exemplo 3: resolução
0146,0
1459,99
336,21
D
H
NPSH ct
Bomba de combustível
8,328SSN
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 3: resolução
zppP
NPSHvft
a D
r
)(
62,79,8088
7,1321,51585447383)(
aNPSH
m 2,44)( aNPSH
Bomba de combustível
EN3225 Propulsão Aeroespacial
PERDAS EM TURBOBOMBAS
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Perdas em turbobombas
As perdas são difíceis de prever e geralmente são estimadas a partir de dados obtidos durante testes reais e outras experiências passadas com projetos similares.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Perdas de energia nas bombas
Classificação
1. Perdas hidráulicas
2. Perdas por atrito de disco
3. Perdas mecânicas
4. Perdas por vazamento
EN3225 Propulsão Aeroespacial
1. Perdas hidráulicas
Incluem as perdas por atrito nas passagens turbulentas e perdas de fluxo.
As perdas por atrito são uma função das áreas de contato fluido/superfícies eda rugosidade das suas superfícies.
As perdas de turbulência são causadas por perturbações em certas regiões da bomba.
Exemplo: na extremidade de entrada e de saída das pás, tanto do rotor e como do estator e nas palhetas de guia de retorno.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
2. Perdas por atrito de disco
A energia necessária para rodar um disco, tal como um impulsor ou indutor, num fluido é conhecida como a perda de atrito de disco.
As perdas por atrito de disco são devidas a) o atrito real do fluido no disco, que é relativamente menor.
b) uma ação de bombeamento do fluido em contacto com o disco, no qual o fluido é distribuído localmente por ação centrífuga.
A perda de energia devido ao atrito do disco é transformada em calor e pode aumentar significativamente a temperatura do fluido.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
3. Perdas mecânicas
São as perdas em rolamentos e vedações causadas pelo atrito mecânico.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
4. Perdas por vazamento
Problema: vazamento de fluido a alta pressão, que já foi bombeado e que volta para o lado de sucção depois de ter passado pelo impulsor.
Solução: incluir um “labirinto” de selos ou usar anéis são fornecidos.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Eficiência global
A eficiência global de uma bomba, hp, pode ser expressa pela razão da potência de saída do fluido da bomba, fhp (fluid horsepower output), e a potência mecânica de acionamento da bomba, bhp (brake horsepower input):
bhp
fhpp h
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Potência de saída do fluido da bomba
A potência de saída do fluido da bomba, fhp, equivale à saída utilizável real fornecida pela bomba.
Trata-se do produto do fluxo do propelente, wp, pela carga real, DH, (ft) desenvolvida pela bomba:
fhp = wp DH
.
.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Potência mecânica de acionamento da bomba
Corresponde à energia total entregue à bomba por unidade de tempo.
Esta potência é consumida na bomba como energia transferida ao fluido e como as diversas perdas.
bhp = fhp + (hp)h + (hp)df + (hp)m + (hp)l
Perdas hidráulicas Perdas por
atrito de disco
Perdas mecânicas
Perdas por vazamento
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Eficiência em função de vários parâmetros
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Eficiência velocidade específica
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 4
Bomba Oxidante Combustível
Fluido LO2 RP-1
Carga desenvolvida 893,064 m 1459,99 m
Vazão 783,581 l/s 502,199 l/s
Energia mecânica no eixo 11073,6 kW 8791,8 kW
Vazão 894,031 kg/s 404,604 kg/s
Determinar a eficiência das duas bombas de um motor foguete considerando as seguintes características:
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Exemplo 4: resolução
Bomba de oxidante
6,11073
8,7829ph
kW 7829,8 893,064894,031 fhp
%7,70ph
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 4: resolução
8,8791
6,5786ph
kW 5786,6 99,4591604,044 fhp
%8,65ph
Bomba de combustível
EN3225 Propulsão Aeroespacial
TURBINAS: PERFORMANCE E EFICIÊNCIA
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Turbinas
Função: transformar a energia do fluido de trabalho em energia mecânica no eixo das bombas.
Denomina-se “fluido de trabalho” o gás que aciona a turbina.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Performance
A performance global de uma turbina é definida como a razão entre potência de saída do eixo da turbina, thp, e vazão em massa da turbina requerida, wt :
t
tw
thp
perf
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Desempenho
Em geral, turbina o desempenho global depende de duas variáveis:
1. Conteúdo de energia disponível por unidade de massa de fluido, DHt
2. Eficiência global da turbina, Dht
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Energia disponível
Assumindo uma expansão isentrópica, o conteúdo de energia disponível é definida como a variação de entalpia por unidade de massa de fluido de trabalho na turbina:
et HHH D 0
Energia disponível no
fluido de trabalho
Entalpia do fluido de trabalho na
saída da turbina
Entalpia do fluido de trabalho na
entrada da turbina
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Energia disponível
Lembrando que
e
Podemos reescrever a expressão da energia disponível:
xipix TTCvvg
22
2
1 Aula 3 slide 40
11
i
x
x
i
x
i
V
V
p
p
T
T Aula 3 slide 42
D
1
0
00 1p
pTCTTCH e
pept
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Energia disponível
D
1
0
0 1p
pTCH e
pt
Energia disponível no
fluido de trabalho
Calor específico do fluido de
trabalho a pressão constante
Temperatura na entrada da turbina (K)
Pressão na entrada da
turbina
Pressão na saída da turbina
Razão dos calores
específicos do fluido de trabalho
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Energia disponível
Definimos a razão das pressões da turbina como
e
D
1
0
11
t
ptR
TCH
e
tp
pR 0
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Valores típicos .
Tabela 6.4 do H&H.
Algumas grandezas para pares de propelentes utilizados em foguetes.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Efeito da temperatura de entrada
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Efeito da razão de pressão da turbina
A razão de pressão tem apenas um efeito pequeno sobre a energia disponível no fluido de trabalho.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Eficiência
Embora exista uma grande quantidade de energia a ser disponibilizada no fluido de trabalho, é difícil convertê-la eficientemente em potência no eixo devido.
Razão: severas limitações de peso nas turbobombas.
Assim, a razão de pressão
disponível muitas vezes não podem ser plenamente utilizada.
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Eficiência
A eficiência de uma turbina, ht, é definida como a razão entre a energia fornecida ao eixo, thp, e a taxa de variação da entropia do fluido de trabalho:
D
h
1
0
11
t
pt
tt
t
RTCw
thp
Hw
thp
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Performance
Combinando com
temos:
D
hh
1
0
11perf
t
pttttR
TCH
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Perdas de energia nas turbinas
Classificação
1. Perdas por expansão e turbulência do fluido de trabalho
2. Perdas por atrito de disco
3. Perdas por vazamento entre as lâminas
4. Perdas nas lâminas
5. Perdas mecânicas
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Ajuste e controle
Uma vez que a razão de pressão da turbina tem apenas um pequeno efeito sobre a energia disponível no fluido de trabalho, a potência de uma turbina é normalmente regulada através do controle da pressão de entrada, p0, e pela vazão em massa, .
EN3225 Propulsão Aeroespacial
Exemplo 5
Continuando o exemplo 4, determine a eficiência e a performance da turbina alimentada por um fluido de trabalho obtido pela reação LO2/RP-1 com uma razão de mistura de 0,408.
Dados: Cp = 0,653; = 1,124; T0 = 1033 K; p0 = 4,4126 MPa; pe = 0,186 MPa; wt = 41,73 kg/s; w = 7000 rpm; tt = 1,3558 Nm
torque no eixo
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Exemplo 5: resolução
Cálculo da energia disponível no fluido de trabalho
D
1
0
11
t
ptR
TCH
D
124,1
1124,1
4126,4
186,011033653,0tH
J/kg 835D tH
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Exemplo 5: resolução
Cálculo da potência no eixo:
tNthp 2
1,355860
70002 thp
kW 20245,7thp
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Exemplo 5: resolução
Do exemplo 4:
kW 19865,4fhpPotência necessária
Bomba Oxidante Combustível
Fluido LO2 RP-1
Carga desenvolvida 893,064 m 1459,99 m
Vazão 783,581 l/s 502,199 l/s
Energia mecânica no eixo 11073,6 kW 8791,8 kW
Vazão 894,031 kg/s 404,604 kg/s
+
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Exemplo 5: resolução
Cálculo da eficiência da turbina:
83541,73
1020245,7 3
th
%2,58th
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Exemplo 5: resolução
Cálculo da eficiência da turbina:
s kW/kg 485,159perf t
41,73
1020245,7perf
3t
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EFICIÊNCIA GLOBAL DE UMA TURBOBOMBA
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Eficiência global da turbobomba
• A eficiência global do ciclo do sistema de turbobombeamento é um indicador das perdas de energia.
• Também serve para resumir os efeitos sobre o desempenho global de sistemas de motores.
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Eficiência global da turbobomba
Definida como a razão entre o impulso específico do sistema de turbobombemanto, (Isp)eng, e o impulso a impulso específico da câmara de combustão, (Isp)tc:
tcsp
engsp
cI
Ih
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Influência do tipo de ciclo
T GG
atmosfera
Ciclo de fluxo separado
T GG
Ciclo topping
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Ciclo de fluxo separado
A pressão de saída da turbina é baixa.
Logo, a razão de pressões, Rt, aumenta.
Sistemas mais simples e leves.
T GG
atmosfera
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Valores típicos:
0,96 a 0,99
Ciclo de fluxo separado
Eficiência:
tcsp
engsp
cI
Ih
tcspeng
tetc
tcspeng
tespttcsptc
scIw
FF
Iw
IwIw
h
Eficiência do ciclo de fluxo separado
Vazão em massa total
Vazão em massa na
câmara de combustão
Vazão em massa na turbina
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Ciclo topping
A pressão de saída da turbina é alta.
Logo, a razão de pressões, Rt, diminui.
Sistemas mais potentes, mas mais complexos e pesados.
T GG
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Carga entre a câmara de
combustão e a entrada da
bomba de combustível
Valores típicos: 0,996 a 0,9996
Ciclo topping
Eficiência:
tcsp
engsp
cI
Ih
nscp
fo
nscp
p
tcTCMR
HHMR
TC
E
)1(11
DDh
Eficiência do ciclo topping
Misture ratio (O/F)
Calor específico dos gases na câmara de combustão
Energia necessária para o bombeamento de
uma unidade de massa de propelente
Temperatura de estagnação na
câmara de combustão
Carga entre a câmara de
combustão e a entrada da
bomba de oxidante
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Exemplo 6
Os dados a seguir foram obtidos via testes em laboratório ao nível do mar para o motor de estudado nos exemplos 1 a 5.
Vazão de oxidante na câmara de combustão: 880,423 kg / sec Vazão de combustível na câmara de combustão: 375,121 kg / sec Pressão de estagnação no bocal: 6,89476 MPa Empuxo na câmara de combustão : 3,32416 MN Vazão de oxidante no gerador de gás: 12,11 kg / seg Vazão de combustível no gerador de gás : 29,62 kg / sec Impulso gerado na saída da turbina: 12010 N
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Exemplo 6
Determinar: A. Eficiência do ciclo do sistema de turbobombas ao nível do mar. B. Impulso específico do motor. C. Empuxo do motor. D. Razão de mistura dos propelentes em condições nominais.
Os cálculos devem ser feitos para Ciclo de fluxo separado e Ciclo topping.
Assumir: (1) Não há alteração de (pc)ns do gás produzido, e as propriedades de
desempenho da câmara de pressão, devido às pequenas alterações na razão de mistura e de combustão em duas fases.
(2) A pressão de entrada da bomba de oxidante = 379212 Pa. (3 A pressão de entrada da bomba de combustível = 310264 Pa. (4) (Tc)ns = 3590 K; = 1,222; M = 10,2 kg/mol;
roxidante = 1,1434 kg/m3 ; rcombustível = 0,808131 kg/m3
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Exemplo 6: Ciclo de fluxo separado
Razão de mistura na câmara de combustão:
Vazão na câmara de combustão:
Impulso específico da câmara de combustão ao nível do mar:
35,2121,375
423,880tcMR
kg/s 1255,54121,375423,880 tcw
s 70254,1255
103,32416 6
tcspI
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Exemplo 6: Ciclo de fluxo separado
Vazão na turbina:
Impulso específico da turbina ao nível do mar:
Vazão total do motor:
kg/s 41,7362,2911,12 tw
s 34,2973,41
12010
tespI
kg/s 1297,27 41,7354,1255 engw
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Exemplo 6: Ciclo de fluxo separado
Eficiência do ciclo de fluxo separado:
tcspeng
tespttcsptc
scIw
IwIw
h
971,027027,1297
34,2973,4127054,1255
sch
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Exemplo 6: Ciclo de fluxo separado
Impulso específico do motor ao nível do mar:
Empuxo total do motor:
s2,262270971,0 engspI
tcspcengsp
tcsp
engsp
c III
Ihh
MN 3,3361727,12972,262 engF
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Exemplo 6: Ciclo de fluxo separado
Razão da mistura do motor:
20,262,29121,375
11,12423,880
engMR
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Exemplo 6: Ciclo topping
Calor específico a pressão constante:
Diferença de carga entre a câmara e entrada da bomba de oxidante:
Diferença de carga entre a câmara e entrada da bomba de combustível:
K J/kg 2034,78)1222,1(2,10
1,2228,314
)1(
M
RCp
m 582,1681,1434
3792121089476,6 6
D oH
M
m 831,4940,808131
3102641089476,6 6
D fH
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Exemplo 6: Ciclo topping
Eficiência do ciclo topping:
nscp
fo
tcTCMR
HHMR
)1(1
DDh
359078,2034)20,21(
494,831168,58220,21
tch
9996,0tch
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Exemplo 6: Ciclo topping
Impulso específico do motor:
tcsptcengsp II h
s9,269engspI
2709996,0 engspI
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Exemplo 6: resumo
Ciclo de fluxo separado
Ciclo Topping
Eficiência hs = 0,971 hs = 0,9996
Impulso específico do motor ao nível
do mar
(Isp)eng= 262,2 s
(Isp)eng= 269,9 s
Empuxo total Feng= 3,34 MN
Feng= 3,34 MN
Razão da mistura do motor
MReng= 2,20 MReng= 2,20