INPE-11434-TDI/954

EMPREGO DO QUEIMADOR T (“T-BURNER”) PARA A PESQUISA DE INSTABILIDADES DE COMBUSTÃO EM

PROPELENTES SÓLIDOS

Tales Eduardo Areco Villela

Dissertação de Mestrado do Curso de Pós-Graduação em Engenharia e Tecnologia Espaciais/Combustão e Propulsão, orientada pelo Dr. José Gobbo Ferreira, aprovada em

27 de setembro de 2002.

INPE São José dos Campos

2004

541.126 : 662.313.1 VILLELA, T. E. A. Emprego do queimador em T (“T-Burner”) para a pesquisa de instabilidades de combustão em propelentes sólidos / T. E. A. Villela. – São José dos Campos: INPE, 2002. 95p. – (INPE-11434-TDI/954). 1.Instabilidade de combustão. 2.Propelentes sólidos. 4.Queimador em T. 5.Propulsão. 6.Propelentes. I.Título.

Da natureza de nossos pensamentos depende a fortaleza de nosso corpo, o vigor de nossa inteligência, o êxito de nossos negócios.

(R.W.Trine)

À Ana Paula pela paciência e carinho nos momentos mais cruciais.

AGRADECIMENTOS

À Industria de Material Bélico do Brasil (IMBEL), especialmente à sua filial Nr 1, Fábrica

Presidente Vargas (FPV), pela possibilidade de realizar o curso de Mestrado, bem como por

disponibilizar meios materiais necessários a sua efetiva conclusão.

Ao Gen Bda R1 Benedito Lajoia Garcia, pela autorização, estímulo e apoio prestado.

Ao Cel R1 Paulo Roberto Xavier, pelos conselhos e conhecimentos transmitidos acerca da

realização de um curso de pós-graduação.

Ao Cel R1 Jorge da Rocha Santos, ex-Superintendente da FPV, pela oportunidade

proporcionada, bem como pelo constante estímulo dispensado.

Ao Cel R1 José Gobbo Ferreira pelos ensinamentos e orientação transmitidos.

Ao Ten Cel R1 Vagner Pinheiro Carini, Superintendente da FPV, pelo intenso apoio e

constantes incentivos prestados, bem como pelo exemplo, atenção e experiência transmitidos.

Ao Ten Cel Gilmar Pinto Barbosa, pelos conselhos e incentivos proporcionados.

Ao colega de curso Juliano Cardoso, amigo sempre presente, pelo apoio técnico e emocional

dispensado.

Ao amigo Leandro, pelo apoio na aquisição e tratamento dos dados e pelos conhecimentos

transmitidos.

A Mary Lúcia, secretária do Departamento Industrial da FPV, pela dedicação e apoio na

confecção de desenhos e em parte da digitação.

A pedagoga Juliana Martins pelo apoio administrativo dispensado.

Aos funcionários da FPV: José Almeida dos Santos, Cyro Martins Barbosa e Ronaldo

Augusto Lima Ribeiro, pelo apoio incansável nas análises químicas, preparo do equipamento de

ensaios e preparo de amostras.

Ao ex-funcionário da FPV, Luiz Antônio Leite pela confecção de excelentes amostras para

testes.

RESUMO

Durante muitos anos, a Instabilidade de Combustão (IC) foi reconhecida como um

dos mais sérios problemas encontrados no desenvolvimento de foguetes a propelente

sólido. Em razão disto, houve e ainda há uma grande preocupação por parte dos projetistas,

engenheiros e usuários de motores, para que esse assunto seja analisado e avaliado antes

que um motor foguete a propelente sólido entre em escala industrial de produção. De vários

dispositivos utilizados para o estudo de IC em propelentes sólidos, um, conhecido como

Queimador em T, tornou-se o mais largamente usado. Com ele, a resposta da queima de um

propelente a pequenos distúrbios de pressão pode ser mensurada. Tal informação é vital

para o entendimento do processo de combustão como também para a avaliar as

características de estabilidade do motor a propelente sólido. Embora o Queimador em T

venha sendo usado por muitos anos, várias questões a ele relacionadas têm surgido, sendo

que muitas delas ainda permanecem sem resposta. Além disso, pouco esforço,

especialmente no Brasil, tem sido realizado a fim de comprovar a capacidade do queimador

de predizer instabilidades. Neste trabalho, o equipamento é descrito e são fornecidas

informações teóricas básicas necessárias. Em torno de 200 testes foram realizados num

queimador de comprimento variável. Quatro diferentes tipos de propelentes foram testados

dentro da faixa de freqüência de 500-2000hz. Os resultados deveriam mostrar um

comportamento complexo, dando condições de caracterizar os propelentes de acordo com

seu nível de suscetibilidade às IC. A aquisição e o tratamento de dados não possibilitaram

uma melhor compreensão da instabilidade de combustão e dos mecanismos responsáveis

por sua ocorrência. Tais dificuldades recomendam a realização de estudos mais

aprofundados.

USE OF T-BURNER FOR COMBUSTION INSTABILITY RESEARCH IN SOLID

PROPELLANTS

ABSTRACT

For a number of years Combustion Instability (CI) has been recognized as one of

the most serious problems encountered in the development of solid propellants rockets.

Because of this, it has been a continuing concern to motor designers, engineers and users,

and it always must be analysed and evaluated before the rocket be taken to industrial

production. Among several devices introduced to study CI in solid propellants, one, known

as the “T-burner”, has become the most widely used. With this device the response of a

burning propellant to a small pressure disturbance can be measured. Such information is

vital both to the understanding of the unsteady combustion process as well as to the

assessment of the stability characteristics of solid rocket motors. Although the “T-burner”

has been used for many years, several questions concerning the device have arisen and, for

a considerable part, they have remained unanswered. Moreover, little effort, specially in

Brazil, has been given toward showing the relevance of “T-burner” data to predictions of

instability in rocket motors. In this work, the device and test facility is described and

theoretical background and formulation related to specific geometry are given. Around 200

test firings in a variable lenght “T-burner” were undertaken. Four different types of

propellant were tested over pressure oscilation frequency range of 500-2000hz. Results

should show a complex behavior of the propellant, yielding conditions for characterization

of different propellants according to their CI sensitivity level. Problems with the data

acquisition and treatment have been found which have not been understood. These

problems indicate the need for more studies using this equipment.

SUMÁRIO

LISTA DE FIGURAS

LISTA DE TABELAS

LISTA DE SÍMBOLOS

LISTA DE SIGLAS E ABREVIATURAS

CAPÍTULO 1 - FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA .............................................. 25

1.1 Histórico ......................................................................................................... 25

1.2 Conceitos Básicos ........................................................................................... 33

1.2.1 Propelentes: Conceito e Classificação ......................................................... 33

1.2.2 Sistemas de Propulsão ................................................................................. 34

1.2.3 Combustão de propelentes sólidos............................................................... 39

1.3 Objetivos......................................................................................................... 43

CAPÍTULO 2 - INSTABILIDADES DE COMBUSTÃO.................................... 45

2.1 Definição......................................................................................................... 45

2.2 Efeitos da Instabilidade de Combustão........................................................... 49

2.2.1 Efeitos da IC na Propulsão........................................................................... 51

2.2.2 Efeitos da IC no veículo............................................................................... 52

2.2.3 Efeitos da IC na exaustão e no meio ambiente ............................................ 52

2.2.4 Efeitos da IC nos programas de desenvolvimento....................................... 53

2.3 Tipos de Instabilidade..................................................................................... 54

CAPÍTULO 3 - O QUEIMADOR EM T............................................................... 57

3.1 Descrição ........................................................................................................ 57

3.2 Aplicações e tipos de Queimadores em T....................................................... 61

3.3 Noções fundamentais da acústica do queimador em T................................... 62

CAPÍTULO 4 - MÉTODOS EXPERIMENTAIS ................................................ 71

4.1 Descrição do equipamento.............................................................................. 71

4.2 Técnicas de ignição......................................................................................... 74

4.3 Propelentes...................................................................................................... 76

4.4 Instrumentação................................................................................................ 77

4.4.1 Funcionamento de sensores de pressão ....................................................... 78

4.5 Método de redução de dados .......................................................................... 79

CAPÍTULO 5 - RESULTADOS ............................................................................ 81

CAPÍTULO 6 - CONCLUSÕES E SUGESTÕES................................................ 89

REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS .................................................................. 91

LISTA DE FIGURAS

1.1 – Esquema típico de um foguete a propelente sólido ..................................... 37

1.2 – Dimensões relativas na zona de combustão ................................................ 41

2.1 – Perfil pressão x tempo de queima................................................................ 48

2.2 – Modos acústicos para um foguete típico ..................................................... 56

3.1 – Desenho esquemático do t-burner e da distribuição das flutuações de

pressão e velocidade ................................................................................... 58

3.2 – Queimador em T utilizado........................................................................... 59

3.3 – Queimador em T padrão.............................................................................. 60

3.4 – Configuração de um queimador em T: básica e variável ............................ 61

4.1 – Componentes do queimador em T............................................................... 72

4.2 – Receptores e blocos queimadores................................................................ 73

4.3 – Queimador em T.......................................................................................... 74

4.4 – Sistema de inibição, iniciador e propelente ................................................. 75

4.5 – Sistema de ignição e trem explosivo ........................................................... 76

4.6 – Detalhes da instrumentação ......................................................................... 77

4.7 – Resultado típico de um teste com a aplicação da técnica de redução de

dados........................................................................................................... 80

5.1 – Típico gráfico de oscilações de pressão ...................................................... 81

5.2 – Resultado do teste com BD ......................................................................... 82

5.3 – Resultado do teste com composite com alumínio ....................................... 83

5.4 – Resultado do teste com composite............................................................... 84

5.5 – Queimador com dispositivo de excitação ao centro .................................... 85

5.6 – Resultado do teste pulsado com composite ................................................. 85

5.7 – Resultado do teste com composite IMBEL ................................................. 86

5.8 – Resultado do teste com composite e dois tipos de sensores ........................ 87

LISTA DE TABELAS

1.1 – Tipo de motores foguetes ................................................................................. 35

1.2 – Alguns propelentes sólidos típicos .................................................................. 38

LISTA DE SÍMBOLOS

a - Velocidade do som

a1 - Coeficiente da lei de velocidade de queima

A1 - Amplitude inicial da flutuação de pressão

Ab - Admitância acústica

Cp - Calor específico a pressão constante

Cv - Calor específico a volume constante

dA - Variação infinitesimal de área

dE - Variação infinitesimal de energia interna

dS - Variação infinitesimal de energia interna

dV - Variação infinitesimal de volume

f - Frequência

g - Aceleração da gravidade

h (u) - Função resposta impulso

K - Número de onda

L - Comprimento da câmara

m - Fluxo de massa

Mb - Número de Mach

n - Expoente da lei de velocidade de queima

P - Pressão média na câmara

P’ - Flutuação de pressão

q - Fluxo de calor

Rb - Função resposta do propelente

r - Velocidade de queima

r Velocidade média de queima

R’ - Flutuação da velocidade de queima

t - Tempo

T - Temperatura

u - Velocidade dos gases

u’ - Flutuação de velocidade

V - Volume

W - Trabalho tipo “PV”

X - Elemento de comprimento

y (t) - Sinal de saída

αd - Constante de decaimento

αg - Constante de crescimento

γ - Razão entre os calores específicos

∆t - Intervalo de tempo

λ - Comprimento de onda

µ - Viscosidade dinâmica

ρ - Massa específica

ρ’ - Flutuação da massa específica

τ - Fluxo de momentun (tensor – tensão)

ω - Frequência real

Índices superiores

(R) - Parte real de uma quantidade complexa

Índices inferiores

b - Referente à superfície de queima

g - Crescimento

d - Decaimento

LISTA DE SIGLAS E ABREVIATURAS

Al - Alumínio

AP - Perclorato de Amônio

BD - Base Dupla

CTA - Centro Tecnológico de Aeronáutica

CTPB - Polibutadieno com terminação carboxílica

FPV - Fábrica Presidente Vargas

HMX - Ciclotetrametileno tetranitroamina

HTPB - Polibutadieno com terminação hidroxílica

IAE - Instituto de Aeronáutica e Espaço

IC - Instabilidade de combustão

IMBEL - Indústria de Material Bélico do Brasil

NC - Nitrocelulose

NG - Nitroglicerina

NGu - Nitroguanidina

PBAA - Polibutadieno / Ácido acrílico

PBAN - Polibutadieno / Ácido acrílico / Acrilonitrila

PS - Polisulfito

PU - Poliuretano

PVC - Cloreto de polivinila

25

CAPÍTULO 1

FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA

1.1 Histórico

A finalidade básica de qualquer propelente é imprimir movimento a um objeto.

Os propelentes estão associados, hoje em dia, a foguetes, canhões e mísseis, mas suas

origens remontam à Antigüidade: os chineses já os utilizavam em engenhos arcaicos

que se constituíam de flechas comuns, propulsadas para aumentar o alcance.

Foram esses chineses, acompanhados pelos mongóis e árabes, os primeiros a

usar foguetes como arma de guerra no século XIII. Durante mais de 400 anos

esforçaram-se por seguir regras de fabricação mais ou menos estáveis, ignorando o

motivo pelo qual o “vento violento” que saía da parte posterior desses engenhos

provocava o seu deslocamento para frente. Foi preciso chegar ao século XVII e a

Newton, para que fossem conhecidos os princípios mecânicos simples que permitiriam

definir o movimento dos foguetes e fixar um quadro ao qual se aplicariam mais tarde as

leis termodinâmicas e termoquímicas.

O mais antigo dos propelentes é a pólvora negra, uma mistura de carvão, enxofre

e nitrato de potássio ou de sódio, cuja composição pouco foi alterada desde a sua

invenção. Até o final do séc. XIX, quando os princípios da queima progressiva foram

descobertos, era empregada na forma de pó. A partir de então, passou-se a prensar a

pólvora negra em grãos, cujo tamanho variava conforme a arma a ser servida.

Apesar de ter sido bastante aprimorada, a pólvora negra ainda possuía sérios

inconvenientes como o flash (clarão na boca da arma), a produção de muita fumaça, a

higroscopicidade e a formação de resíduo sólido corrosivo, que precisava ser retirado

após cada disparo.

26

A introdução das pólvoras sem fumaça por Vieille em 1886, como substitutas

eficazes da pólvora negra para fins balísticos, foi um marco na história da propulsão.

Desde então, a formulação dos propelentes passou por consideráveis aprimoramentos,

que possibilitaram o pleno desenvolvimento da artilharia moderna (de alta precisão e

longo alcance).

A arte de produzir e utilizar propelentes sólidos para armas evoluiu ao longo de

muitas décadas, atingindo um elevado patamar de perfeição. Embora se tenha,

esporadicamente, aplicado conhecimentos e princípios científicos a essa arte, deve-se

reconhecer que foram os experimentadores os grandes responsáveis pela conquista dos

padrões de confiabilidade, reprodutibilidade, efetividade e segurança exigidos em

qualquer tipo de arma.

Entretanto, apenas no final do século XVIII, é que estudos científicos foram

realmente iniciados e padrões para a produção de foguetes de aplicação militar

estabelecidos. O principal responsável pela façanha foi Willian Congreve, um oficial do

Exército Inglês, impressionado pela eficácia da destruição causada por foguetes hindus

no campo de batalha contra os britânicos na Índia (Brown, 1995).

Em conseqüência, no século XIX, intensificou-se o uso desses foguetes,

especialmente em conflitos na Europa.

Os foguetes estimulavam a mente de escritores, dentre eles Júlio Verne, o que

acabou por motivar estudiosos, especialmente no início do século XX, como

Tsiolkowiski na Rússia, considerado por muitos o pai da propulsão e da astronáutica;

Hermann Oberth na Alemanha, mentor de Werner Von Braun e Robert Goddard nos

Estados Unidos, além de centenas de outros pioneiros.

27

Nesse início de século XX fervilhava a modernidade; o sonho de voar parecia

cada vez mais perto, e o sonho de atingir outros planetas começava a incentivar uma

centena de entusiastas ao redor do mundo. Na Alemanha Nazista, o governo

imperialista da época promoveu, vigorosamente, a pesquisa e a construção de dezenas

de tipos de foguetes, inclusive “caseiros”, procurando assim iludir as restrições

armamentistas resultantes da I Guerra Mundial (Brown, 1995). Tais pesquisas

culminaram nas conhecidas “bombas voadoras V-2”, as quais, no período pós-guerra,

tornaram-se o ponto de partida de todo o programa de mísseis americano e soviético e,

consequentemente, de todo o programa espacial.

O estudo sistemático dos propelentes trouxe à tona importantes questionamentos

relativos a três das áreas de maior relevância da Físico-Química (Barbosa et al, 1994):

1) A necessidade de calcular parâmetros balísticos dos propelentes

propiciou a aplicação da Termoquímica a sistemas gasosos sob condições

extremas de temperatura e pressão;

2) A fabricação de propelentes para foguetes em diversos tamanhos e

formas, bem como a necessidade de fazê-los resistir às tensões de

trabalho incentivaram a pesquisa da estrutura e das propriedades físicas

dos sólidos, sobretudo dos plásticos;

3) Tanto nos canhões quanto nos foguetes, a taxa de emanação dos produtos

gasosos é fundamental. Por isso, foi necessário estudar a cinética química

das diversas reações que, em seu conjunto, provocam a chamada “queima

do propelente”.

Ao longo desses anos de desenvolvimento, os engenheiros e ou projetistas de

foguetes aprofundaram-se nesses questionamentos, enfrentando diversos problemas. Os

relacionados aos processos transientes da combustão eram os mais salientes. Dentre

28

aqueles de mais complexa resolução, encontrava-se e ainda se encontra a ocorrência de

oscilações de larga amplitude de pressão auto-sustentáveis nas câmaras de combustão,

as chamadas Instabilidades de Combustão (IC) ou Combustão Oscilatória. Devido à

interação ou ao acoplamento entre a combustão do propelente e as condições dentro do

motor foguete, pequenos distúrbios de pressão conduzem, freqüentemente, a essas

oscilações de larga amplitude, as quais, quase sempre, produzem dramáticas e até

mesmo catastróficas mudanças na performance do foguete.

A combustão oscilatória em foguetes sólidos, segundo Price (1992), foi pela

primeira vez claramente estabelecida como realidade nos meios ocidentais por

Anderson e Hunt em 1948, quando detetores de pressão de alta frequência tornaram-se

disponíveis. A primeira análise pertinente ao problema parece ser a de Hartree em 1941,

com o estudo de balística interna de projéteis não rotativos (Price, 1992). Até 1944, a

relação com a geometria da carga tinha conduzido à crença de que oscilações da forma

de onda de gases estavam envolvidas e que os primeiros passos para o controle das

instabilidades tinham sido trilhados. Assim, a primeira análise da estabilidade da

combustão foi concluída antes que o comportamento oscilatório tivesse sido mensurado.

As primeiras medições sistemáticas desse comportamento parecem ter sido as de

Swanson no Naval Weapons Center (NWC), centro de armas navais americano, com o

estudo da queima ressonante em grãos propelentes de foguete, e Smith e Sprenger na

Aerojet (Price, 1992). Anterior a este, toda observação de instabilidade tinha sido com

propelentes de base dupla, conduzindo a uma falsa crença de que propelentes de base

dupla eram os únicos sujeitos a tal fenômeno. A experiência da Aerojet envolvia um

primitivo propelente composite com perclorato de amônio. A visão predominante de

que somente propelentes base dupla eram suscetíveis à combustão instável foi destruída

por esses resultados e também foi mostrado o risco de generalizações sobre

instabilidades de combustão sem experiências reais. A literatura sobre instabilidades de

combustão é repleta de tais generalizações.

É importante salientar que nessa década de 1940, as ciências básicas e

computacionais não eram suficientemente desenvolvidas para solucionar eficazmente

29

problemas de combustão e escoamentos transientes. Felizmente, os problemas de IC nos

programas de desenvolvimento de motores foguetes ainda podiam ser resolvidos por

modificações realizadas através de “tentativa e erro” e testes dos próprios motores,

(Barrère, 1992). Entretanto, com o aumento da complexidade e tamanho dos foguetes e

uma correspondente escalada do custo dos testes baseados em “tentativa e erro”, tornou-

se premente um entendimento mais profundo das instabilidades de combustão.

Durante os anos 50, houve um enorme progresso no entendimento das IC como

um fenômeno natural, surgindo uma crescente consciência de sua complexidade,

diversidade e prevalência. Maior número de experiências com a formulação de

propelentes, tamanho do motor, geometria e escalas de pressão, como também o uso de

melhor instrumentação nos testes, contribuíram para o aumento dessa consciência.

Assim, com os estudos e pesquisas realizados e intensificados, com o decorrente

reconhecimento da similaridade da relação entre oscilações de pressão e formas

acústicas clássicas da câmara de um foguete, e, em seguida, com o desenvolvimento de

processos empíricos para a simulação dessas perturbações no escoamento; ocorreu um

importante progresso no entendimento da instabilidade de combustão e uma percepção

mais clara de sua grande complexidade.

Entretanto, estava claro que um entendimento quantitativo dependeria não só de

avanços nas áreas fundamentais da combustão e dinâmica dos fluidos, mas também de

equipamentos de testes balísticos, os quais seriam necessários para conduzir estudos

sistemáticos dos processos contribuintes para a instabilidade. Desta forma, produzir-se-

ia os dados necessários para facilitar a comparação dos resultados experimentais com a

teoria. Os testes balísticos também seriam necessários para permitir avaliações de baixo

custo dos efeitos de variáveis relevantes tais como: formulação do propelente, pressões,

freqüência de oscilação, etc.; ou seja, para a aquisição de dados sistemáticos suficientes

para se estabelecer corretas tendências.

Em resposta a essa crescente necessidade de um teste de IC em escala

laboratorial e um decorrente aprofundamento no conhecimento dos problemas gerados

30

pelas instabilidades de combustão, no final da década de 1950 e início da de 1960,

vários laboratórios começaram a desenvolver testes de bancada a fim de otimizar o

desenvolvimento de projeto de foguetes. Vários dispositivos começaram a ser cogitados

e desenvolvidos, como queimadores oscilatórios de tiras, queimadores em L*,

queimadores de formas acústicas, etc. No início, o objetivo era realizar tais testes dentro

de custos aceitáveis de forma a obter as características de estabilidade de diferentes

propelentes dentro de razoáveis faixas de pressão e frequência. Esforços foram feitos

com o objetivo de manter a geometria simples e, assim, minimizar a complexidade da

interpretação dos resultados.

O mais notável queimador desenvolvido foi, provavelmente, o queimador com

escape central e seus derivados que mais tarde tornar-se-iam conhecidos como

Queimadores em T ou “T-burners”. Foram resultado de um trabalho conjunto entre a

Universidade de Utah, Naval Ordnance Center e Army Ballistic Research Laboratories

(EUA), nos anos de 1960-1963 (Salles, 1982). Esses queimadores permitiam testes

dentro de largas faixas de freqüência e pressões usando somente 50 g de propelente por

teste.

A predição da estabilidade da combustão de propelentes sólidos requer que as

respostas de pressão e velocidades acopladas sejam determinadas, sendo aquela a mais

importante. O queimador em T obtém a função resposta pela variação da modulação da

pressão. A versão unidimensional permite testes de pressão acoplada com a resposta da

combustão e é suscetível a uma análise de estabilidade relativamente simples, o que é

importante quando se necessita de uma medição quantitativa da resposta da combustão.

No final dos anos 60, o queimador em T tornou-se tão largamente utilizado e

pesquisado que se tornou à preocupação de diversos estudiosos. Dentre esses, podem

ser destacados os trabalhos de Coates et al. (1964), Horton (1964), Coates (1966),

Oberg et al. (1968), Price (1968, 1969), Perry (1970), Andrepont and Schoner (1972),

Jensen (1972) e Mihlfeith e Sayer (1974).

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Decorrente desses e outros trabalhos, procedimentos para o uso de queimadores

foram padronizados num esforço organizado pela “Joint Army, Navy, NASA and Air

Force” (JANNAF) e liderado por Culick, F.E.C., que escreveu a maior parte do que

resultou no manual do queimador em T (“T-burner Manual”), literatura até hoje

considerada de caráter sigiloso pela Chemical Propulsion Agency (CPIA).

O desenvolvimento de queimadores em escala laboratorial propiciou um grande

progresso e abriu caminho para um significativo progresso nas pesquisas em IC.

Apesar dessa evolução de dispositivos de testes continuar até o presente, com o

aparecimento de novas técnicas; [exemplos são Cardiff (1999), com seu novo método

de medição da função resposta através de fluxômetro magnético; Finlison and

Blomshield (1999), usando queimadores em T com instrumentação magneto-

hidrodinâmica (MHD); Cozzi et al. (2000), analisando a estabilidade através da

modulação da radiação a laser e Kudva (2001), estudando e fazendo medições a laser da

resposta da pressão]; até hoje, Instabilidade de Combustão é um assunto repleto de

perguntas a serem respondidas.

Para corroborar esta última afirmação, Price (1992), enumerou algumas lições

interessantes que podem ser obtidas da história das IC. São elas:

1) Instabilidade de Combustão é um fenômeno ao qual todo pesquisador de

foguetes está sujeito.

2) Quando se pensa que todo o problema está conhecido e dominado, novos

propelentes ou configurações novas de combustor determinam situações

diferentes das anteriormente experimentadas.

3) Instabilidade de combustão é tão complexa e diversificada demais para se

obter uma compreensiva capacidade de predição quantitativa.

32

4) A capacidade de predição existente é baseada em descrições analíticas

relativamente simples dos processos contribuintes, em combinação com

dados da função resposta, desenvolvidos experimentalmente. As limitações

na precisão desses fundamentos implicam em que as predições quantitativas,

usualmente, não podem ser feitas fora da base de experiência. Entretanto, a

presente capacidade de predição é útil para a estimativa das tendências de

estabilidade.

5) Os “experts” têm o hábito de fazer generalizações sobre tendências de

estabilidade ou natureza dos mecanismos, fora de seu campo experiência. Há

riscos de que tais generalizações estejam incorretas e que a confiança nelas

possa prejudicar o emprego dos motores ou a procura por informações mais

adequadas.

6) A estabilidade da combustão é determinada pelo balanço de altas atenuações

e altas amplificações dos distúrbios do escoamento. Mudanças moderadas

nesse ganhos ou perdas podem conduzir a variações no comportamento da

combustão, indo desde a ausência de perturbações até uma situação de severa

instabilidade.

7) Apenas uma relativamente pequena porção da comunidade de pesquisadores

de propulsão sólida se dedica ao estudo de instabilidades de combustão; em

parte porque se trata de um assunto realmente de difícil domínio. Em

conseqüência, a IC ainda não é efetivamente estudada com a profundidade

adequada, seus resultados são utilizados com reservas, e seu estudo está

sempre em risco de extinção.

8) O nível de pesquisa em instabilidade de combustão cresceu, continuamente,

de 1941 até 1965. Desde então, tem declinado e se comportado de maneira

instável. Esse nível tem, freqüentemente, sido sensível ao rigor encontrado na

33

maioria dos programas de desenvolvimento. Entretanto, de 1995 até os dias

de hoje, enorme avanço tem sido realizado na modulação de instabilidades.

9) Os programas de pesquisa tendem a focalizar problemas localizados com

uma resultante perda de visão do conjunto da realidade. Isso é conseqüência

natural do fato dos esforços individuais serem limitados e da pressão por

rápidos sucessos. O corpo do conhecimento consiste de uma pilha desses

sucessos, os quais, rapidamente tornam-se “verdades” publicadas que logo

limitarão o pensamento.

1.2 Conceitos Básicos

1.2.1 Propelentes: Conceito e Classificação

Define-se propelente como uma substância ou mistura de substâncias que,

quando iniciadas, queimam mesmo na ausência de oxigênio atmosférico e a uma taxa

controlada, emanando gases capazes de realizar trabalho. Assim, um propelente é uma

fonte balanceada de energia potencial, contendo todos os ingredientes necessários à

combustão, que converte essa energia em energia cinética utilizável. Seus componentes

básicos são o combustível e o oxidante.

Os propelentes são basicamente empregados para prover energia necessária ao

deslocamento de foguetes, mísseis e projéteis de armas de todos os tamanhos. Contudo,

a energia por eles fornecida possui inúmeros outros empregos, tais como: mover

pistões, ejetar assentos de aviões a jato, fornecer calor em operações especiais, iniciar

motores de aeronaves e, em geral, para sistemas que requeiram uma grande fonte de

energia controlada, aplicada durante um período de tempo relativamente curto. O

principal uso de propelentes ainda é para fins militares. Entretanto, vem crescendo seu

uso em operações industriais, devido à simplicidade e segurança em suas aplicações.

34

Embora os vários engenhos que utilizam propelentes pareçam bastante

diferentes à primeira vista, todos eles dependem basicamente da conversão controlada

da energia química em energia potencial de um gás, que por sua vez é transformada em

energia cinética (ou de movimento) de acordo com a necessidade específica de cada

engenho.

1.2.2 Sistemas de Propulsão

Pode-se classificar os sistemas de propulsão a jato, onde o empuxo é produzido

pela ejeção de matéria armazenada, em duas categorias: motores cinéticos, utilizados

para propulsão na atmosfera, sendo o ar disponível utilizado como oxidante nas

transformações químicas do combustível; e motores foguetes, onde a matéria a ser

ejetada é estocada internamente, dentro do próprio dispositivo que se move. Dessa

maneira, podem ser lançados através de qualquer meio: água, ar ou no vácuo.

Os motores foguetes são, em geral, classificados segundo a fonte de energia que

utilizam, conforme exemplificado na Tabela 1.1, e subdivididos de acordo com o tipo

de propelente.

35

Tipo de motor Fonte de energia Propelente Fluido de Propulsão

sólido gases de combustão

líquido gases de combustão químico combustão com geração de gases híbrido (sólido +

líquido) gases de combustão

fissão controlada (reator) líquido gases superaquecidos

fissão nuclear explosivo nuclear gases superaquecidos nuclear

fusão nuclear explosivo nuclear gases superaquecidos

gás plasma da explosão térmico

térmica (solar, eletroquímica, fissão e

fusão) líquido plasma da explosão

iônico ionização de gases pesados gás gases de combustão

Os motores foguetes mais usuais utilizam a energia de combustão em alta

pressão de propelentes químicos, a qual produz gases a altas temperaturas. Tais gases

são expandidos num bocal supersônico (De Laval), onde são acelerados a altas

velocidades. São os conhecidos motores foguetes ou simplesmente, foguetes químicos,

os quais podem ser a propelente sólido, líquido ou híbrido.

No foguete a propelente sólido, uma carga de propelente sólido, após ignição,

entra em combustão fornecendo gases, que expelidos da câmara de combustão e

expandidos na tubeira a altas velocidades, propiciam a geração de uma força reativa

denominada empuxo.

O ignitor é o elemento que fornece energia inicial necessária para ignição e

conseqüente combustão do grão propelente. Sua carga é composta por substâncias

pirotécnicas, como por exemplo, pólvora negra. O acendimento desta carga ocorre por

aquecimento, normalmente ocasionado pela passagem de corrente elétrica num

filamento condutor.

Dá-se o nome de grão a qualquer fragmento de um propelente, independente de

36

sua forma ou tamanho. É interessante notar que esse termo tem origem histórica nos

grãos prensados de Pólvora Negra, e que passou a designar qualquer carga individual

dos mais diversos tipos de propelentes, mesmo que essas pesem uma tonelada ou mais.

O grão propelente consiste da massa de propelente que se apresenta numa forma

geométrica bem definida, dentre as inúmeras existentes. Tal forma geométrica garante

que na combustão do propelente se obtenha um determinado fluxo de massa ou

escoamento de gases de combustão, conforme as necessidades de empuxo.

É constituído, de forma simplificada, pelos seguintes elementos:

1) Ignitor, onde ocorre a iniciação do grão propelente,

2) Propelente, que ao sofrer uma reação de combustão, fornece um grande

volume de gases a altas temperaturas, que serão expandidos,

3) Câmara de Combustão, onde há o armazenamento do propelente no estado

sólido e onde ocorre a sua combustão, dando origem a altas temperaturas,

4) Tubeira ou bocal De Laval, onde ocorre a expansão dos gases a velocidades

supersônicas.

A Figura 1.1 mostra esses principais elementos que compõem um foguete a

propelente sólido.

37

FIGURA 1.1 - Esquema típico de um motor foguete a propelente sólido.

Os veículos propulsados a motor foguete baseiam-se no principio da ação e

reação, para movimentar-se. A carga útil é a razão pela qual eles são lançados; por

exemplo, um experimento científico, cargas militares (explosivos, etc) e tripulantes

humanos ou animais. Essa carga útil pode ser lançada em trajetória balística ou para

entrar em órbita da terra ou ainda, numa trajetória interplanetária, conforme as

necessidades da missão.

Dois parâmetros são importantes quando se aborda o assunto foguete. Um é o

impulso total, definido como o empuxo integrado em relação ao tempo de queima. O

outro é o impulso específico, que é a relação entre o impulso total e o peso do

propelente. É um parâmetro importante usado para a avaliação e comparação da

performance de foguetes. Um outro fator também relevante é a temperatura adiabática

de chama, definida como a temperatura máxima que pode ser atingida pelos

componentes do propelente após a reação, considerando-a ocorrendo de forma

adiabática.

Os foguetes a propelente sólido são de concepção simples, de fácil construção e

operação. Apresentam, porém, baixo desempenho devido ao seu baixo impulso

38

específico, à baixa eficiência estrutural e à dificuldade de controle desse empuxo.

Para aplicação espacial, os foguetes a propelente sólido restringem-se a

propulsores auxiliares de veículos lançadores conhecidos como “boosters”; a veículos

lançadores de pequeno porte, como o Veículo lançador de satélites brasileiro (VLS); e a

estágios superiores para injeção de satélites em órbitas definitivas. Entretanto, são

amplamente utilizados para aplicações militares, principalmente em mísseis e foguetes

de portes diversos, como, por exemplo, os mísseis balísticos intercontinentais (ICBM).

Na Tabela 1.2 podem ser observados os propelentes sólidos mais usuais.

TABELA 1.2 - Alguns Propelentes Sólidos Típicos.

Propelente Faixa típica de impulso específico (s)

Temperatura adiabática de chama (ºC)

NC-NG 220-230 2260

NC-NG/AP/Al 260-265 3590

NC-NG/AP-HMX/Al 265-270 3700

PVC/AP 230-240 2537

PS/AP 230-240 2590

PS/AP/Al 240-250 2760

PU/AP/Al 260-265 3315

PBAN/AP/Al 260-263 3200

CTPB/AP/Al 260-265 3150

HTPB/AP/Al 260-265 3150

PBAA/AP/Al 260-265 3150

PVC/AP/Al 260-265 3090

39

1.2.3 Combustão de propelentes sólidos

Williams (1985), define propelentes sólidos como materiais sólidos que são

capazes de sofrer reações exotérmicas sem a adição de nenhum outro reagente. Como já

mencionado, são empregados principalmente como propelentes para foguetes e como

cargas propelentes para projéteis em armas. Pretende-se que deflagrem, ou seja, sofram

combustão subsônica, e não detonem (reação química originando uma combustão

supersônica com onda de choque). Uma detonação poderia causar sérios danos.

Portanto, explosivos sensíveis geralmente não são empregados como propelentes

sólidos e as formulações destes devem ser suficientemente metaestáveis para resistir a

uma transição à detonação.

Os propelentes sólidos são, convenientemente, subdivididos em duas categorias:

homogêneos e heterogêneos. Nos propelentes homogêneos, o oxidante e o combustível

estão intimamente misturados na molécula, formando um sólido homogêneo. Em

princípio, esse sólido pode ser constituído por um único componente, como a

nitrocelulose (NC), mas, normalmente, é uma mistura. Os mais comuns são os

propelentes de base dupla, assim chamados porque são, na sua maior parte, constituídos

por componentes exotérmicos, como as usuais NC e nitroglicerina (NG), as mais

conhecidas bases energéticas. Propelentes de base tríplice, NC e NG, acrescentando

nitroguanidina (NGu), são também utilizados. Nos propelentes heterogêneos, o

oxidante, na forma de um sal (perclorato de amônio, por exemplo), está disperso no

combustível, em moléculas separadas, formando um sólido heterogêneo compósito,

denominado propelente composite. O combustível é um polímero que assegura a coesão

e as propriedades mecânicas do conjunto (polibutadienos, poliuretanos, polivinis, etc.),

juntamente com aditivos plastificantes, reticulantes, antioxidantes e catalisadores. Em

geral, pós metálicos, tal como o alumínio, também são adicionados a esse propelente

para aumentar o calor de combustão. Um outro motivo que leva a incorporação do

alumínio é sua habilidade em amortecer flutuações de pressão na câmara de combustão,

ou seja, sua habilidade em “combater” as instabilidades de combustão.

40

A teoria sobre como ocorre a combustão é de suma importância para o estudo da

instabilidade de propelentes. Todo propelente sólido útil queima, ou deflagra, pela

propagação da reação de combustão da superfície para o interior. A natureza da

combustão desses propelentes é governada pelas características do propelente e, em

alguma extensão, pelas condições do escoamento e tamanho do combustor ou câmara de

combustão (Price, 1969). Uma parte substancial do calor liberado ocorre numa fina

zona de combustão próxima à superfície exposta do propelente sólido, e assim, a maior

parte da energia química disponível é convertida em energia térmica e outras formas.

No caso de propelentes com pós metálicos como ingrediente, há, usualmente, ainda

mais uma reação exotérmica no combustor (Price, 1969). Quando a taxa de conversão

de energia reage a distúrbios da dinâmica do escoamento a zona de combustão gera

distúrbios por simpatia. Essa vulnerabilidade do processo de combustão a distúrbios do

escoamento depende da natureza desses distúrbios e da estrutura e constantes do tempo

da zona de combustão (Price, 1968).

Algumas das dimensões relativas da zona de combustão são indicadas na Figura

1.2 (Williams, 1985). As principais características no diagrama são: o substancial

volume de propelente não queimado; uma onda térmica na superfície com espessura

tipicamente de mesma ordem que as dimensões granulares do oxidante usado em

propelente composite; uma superfície irregular consistindo, tipicamente, de “binder” ou

aglutinante pirolisado, de oxidante deflagrado e metal acumulado; e uma zona de

difusão, na qual os produtos da reação se misturam e continuam a liberar calor por uma

distância dependente da composição do propelente, de sua microestrutura e das

condições do combustor, como pressão e velocidade.

41

FIGURA 1.2 - Dimensões relativas na zona de combustão

0

100

200

300

400

100

200

300

400

500

600Produtos e aglomerados de metal queimado

Dis

tânc

ia d

a su

perf

ície

Temperatura

Perfil Médio de Temperatura

Sólido aquecido

Sólido não aquecido

Zona de Difusão-Reação unidimensional

Zona de Difusão-Reação tridimensional

42

Kubota (1984), através de vários experimentos, reafirma que sendo a estrutura

física dos propelentes base dupla homogênea, a estrutura da chama da combustão parece

ser também homogênea e unidimensional ao longo da direção de queima. O gás

produzido na superfície de queima é pré-misturado com o combustível e o oxidante

numa escala molecular. Com relação ao composite, sendo sua estrutura física

heterogênea, a onda de combustão parece também ser heterogênea. Na superfície de

queima, os gases decompostos do perclorato de amônio e do aglutinante combustível

são interdifundidos e produzem correntes de chamas de difusão. É evidente que esse

processo de difusão cumpre um papel importante na taxa de queima desse tipo de

propelente.

É importante ainda esclarecer que um propelente sólido homogêneo queima a

uma taxa r conhecida como taxa de queima e que é , empiricamente, governada pela

equação

npar 1= (1.1)

onde p é a pressão no interior da câmara de combustão do foguete, 1a é uma constante

empírica influenciada pela temperatura inicial do grão e n é conhecido como expoente

de pressão da taxa de queima. Esse expoente, às vezes chamado de índice de

combustão, é essencialmente independente da temperatura inicial do grão, mas descreve

a influência da pressão da câmara na taxa de queima. Um outro nome para a , que é

adimensional, é coeficiente de temperatura. Variações na temperatura ambiente não

alteram a energia química liberada na combustão; aquelas, simplesmente, alteram a taxa

da reação na qual esta energia é liberada (Sutton, 1992).

Essa taxa de queima é a mesma em todos os pontos da superfície transversal do

grão propelente, ou seja, a velocidade segundo a qual a superfície exposta do propelente

avança no seio do material é a mesma em todos os pontos. Tal conclusão apresentada

pelos primeiros experimentadores foi obtida através do exame de grãos parcialmente

43

queimados, pois se constatou que a queima ocorria apenas nas superfícies expostas e

que tais superfícies recuam por camadas paralelas, conservando a forma geométrica

original do grão durante todo o processo.

Esse fato é conhecido como Princípio da queima em camadas paralelas, ou Lei

de Piobert. Foi constatado em 1839 na pólvora negra, antes mesmo da invenção das

pólvoras sem fumaça, e, posteriormente verificado para estas (Barbosa et al, 1994).

1.3 Objetivos

Como parte dos trabalhos desenvolvidos por Salles, 1982, foi construído no

Laboratório Associado de Combustão e Propulsão (LCP) do Instituto nacional de

Pesquisas Espaciais (INPE) um queimador em T (“T-burner”). Infelizmente, as

investigações sobre o assunto sofreram solução de continuidade e muito do

conhecimento adquirido e do equipamento foram praticamente perdidos.

Este trabalho visa reconstruir aquele aparelho, realizar modificações e

aperfeiçoamentos necessários como, por exemplo, um tanque de alívio (“surge tank”) e,

principalmente, efetuar as medidas utilizando um sistema de aquisição de dados mais

moderno, eficiente e extremamente adequado para a tarefa. Desta forma, poder-se-á

utilizar o queimador em T para medir quantitativamente a resposta do processo de

combustão de propelentes sólidos a distúrbios de pressão e, assim, comparar o

comportamento de diferentes propelentes ou composições em relação a instabilidades

de combustão.

Amostras de propelentes fabricados pela Fábrica Presidente Vargas (FPV), filial

da Indústria de Material Bélico (IMBEL), do Instituto de Estudos Avançados (IAE)

foram utilizadas.

44

45

CAPÍTULO 2

INSTABILIDADES DE COMBUSTÃO

2.1 Definição

Há duas razões fundamentais para o aparecimento de oscilações ou movimentos

instáveis numa câmara de combustão. São elas (Culick, 1981):

a) apenas uma pequena parte da energia total disponível no processo de

combustão já é suficiente para gerar instabilidades cujos efeitos estejam acima

do tolerável;

b) as câmaras de combustão são quase totalmente fechadas ou estanques e os

processos internos naturais que tendem a atenuar as oscilações são muito

pouco eficientes.

Por essas observações se aplicarem a qualquer tipo de câmara de combustão,

conclui-se que a possibilidade da ocorrência de instabilidades de combustão em um motor

não é necessariamente conseqüência de equívocos de projeto e o problema deveria ser

considerado como uma parte do desenvolvimento a fim de ser tratado com os melhores

métodos disponíveis (Price, 1977).

A estabilidade de combustão num motor de foguete a propelente sólido depende do

balanço de energia ganha e perdida pelo sistema. Se os ganhos do sistema excedem as

perdas, uma oscilação será amplificada em sua magnitude; se as perdas superam os ganhos,

o oposto ocorre. Assim, a estabilização de um motor instável é atingida ou com a

46

diminuição dos agentes fontes de energia (ganhos) ou com o aumento da efetividade dos

mecanismos de dissipação (perdas). Então, qualitativamente, quando uma instabilidade

ocorre, os ganhos superam as perdas (Karnesky e Colucci, 1973).

Price, 1977, afirma que a possibilidade de oscilações de combustão-pressão, ou

instabilidade de combustão, num motor foguete surge do fato de que a combustão, o fluxo

médio de gás e os distúrbios do escoamento podem interagir mutuamente de tal maneira

que o próprio distúrbio é amplificado. Portanto, um distúrbio de pressão pode ser mais forte

depois da reflexão sobre uma superfície de queima do que antes. A não ser que meios

estejam presentes para atenuar tal fenômeno, pode refletir repetidamente com sucessivas

amplificações e se tornar muito forte. Na prática, mecanismos de perdas não lineares

usualmente causam a atenuação e tornam-se dominantes a elevadas amplitudes de pressão,

limitando a perturbação no final.

A instabilidade de combustão é um fenômeno que tem atormentado o

desenvolvimento de motores a propelente sólido por muitos anos. Ocorre, como acima

descrito, quando uma ou mais formas acústicas do sistema são excitadas, ou seja, resulta da

interação do processo de queima com as formas acústicas na cavidade de combustão. Por

esta razão, está relacionada com a formulação do propelente, a geometria instantânea da

cavidade acústica e variações nas condições de operação do motor. Os distúrbios se tornam

periódicos por repetidas reflexões nas paredes da cavidade e podem usualmente se

identificar com as formas naturais de oscilação em seu interior (Price, 1984). Em outras

palavras, a excitação inicial resulta em periódicas oscilações de vários processos ocorrendo

dentro do sistema, dentre eles: taxa de reação, taxa de transferência de calor, variação da

geometria interna da cavidade ao longo do tempo, etc. (Zinn, 1998).

Quando um motor de foguete a propelente sólido enfrenta combustão instável, sua

pressão oscila no mínimo 5%, e, freqüentemente, mais de 30% acima da pressão da câmara.

47

Quando a instabilidade ocorre, a quantidade de calor transferida para a superfície de

queima, tubeira e paredes isoladas do tubo (estojo) é extremamente aumentada, mas a

duração da queima é diminuída. A mudança no perfil empuxo – tempo causa mudanças

significativas na trajetória de vôo, e às vezes isto pode conduzir a falha da missão. Se

prolongada e se o nível de energia de vibração é alto, a instabilidade pode causar dano ao

hardware, tais como: superaquecimento do tubo, “sobretensão” (superpressão) do sistema

de controle do vetor empuxo, e causar uma falha da tubeira ou do tubo. Instabilidade é uma

condição que deve ser evitada e deve ser cuidadosamente investigada e remediada, se

ocorrer durante um programa de desenvolvimento de motor. Projetos finais de motores

devem ser livres de instabilidade.

Há diferenças fundamentais no comportamento da combustão de propelentes

líquidos. Nestes, há uma geometria fixa da câmara com uma parede rígida, líquidos nos

sistemas de alimentação e injetores, que não são parte do gás oscilante na câmara de

combustão, podem interagir fortemente com as flutuações de pressão. Em motores a

propelente sólido a geometria da cavidade oscilatória aumenta em tamanho a medida que a

queima prossegue e há fortes fatores de amortecimento (damping), tais como partículas

sólidas e matérias viscoelásticos absorvedores de energia. Em geral, problemas de

instabilidade de combustão não ocorrem freqüentemente ou em todo desenvolvimento de

motor, e quando eles ocorrem, é por a causa de uma falha ou desintegração repentina do

motor. Contudo, falhas drásticas tem ocorrido.

Como já salientado, oscilações indesejáveis nas cavidades de combustão de motores

de foguete a propelente sólido são um problema contínuo no projeto, desenvolvimento,

produção e, até mesmo, nos armazenamentos (longos períodos) de mísseis a propelente

sólido. Embora acusticamente mais suave que a câmara de combustão de um foguete a

propelente líquido, a cavidade de combustão de um foguete a propelente sólido é ainda uma

cavidade acústica de “baixa-perda” contendo uma grande fonte de energia acústica, o

48

próprio processo de combustão. A pequena fração de energia liberada pela combustão é

mais do que suficiente para levar as vibrações de pressão a um nível inaceitável.

Sutton, (1992), afirma que as IC podem ocorrer de forma espontânea e,

freqüentemente, num momento particular durante o período de queima do motor. Segundo

esse autor, o fenômeno é usualmente repetitivo em motores idênticos. A Figura 2.1 mostra

um perfil pressão-tempo de queima de uma típica instabilidade, onde dois períodos desse

fenômeno podem ser observados. As oscilações de pressão aumentam em magnitude, e o

empuxo e taxa de queima também aumentam. A freqüência parece ser uma função da

geometria cavidade, pressão e campo interno da chama. Como a geometria da cavidade

interna do grão e a velocidade local mudam, a oscilação freqüentemente atenua e

desaparece. O tempo e a severidade da vibração da combustão tendem a mudar mais com a

temperatura do grão (ambiente) do que com a operação do motor.

FIGURA 2.1 Perfil pressão x tempo de queima.

Pres

são

Tempo de queima

49

Sua ocorrência pode provocar eventos variados que vão desde um desvio mais ou

menos significativo dos parâmetros de projeto até falha catastrófica caracterizada pela

destruição do engenho. Zinn (1998), assim resumiu os efeitos prejudiciais principais de

instabilidades:

a) aumento da transferência de calor do escoamento para as paredes, superfície do

propelente e outras partes. Isso pode resultar na fusão da parede ou drásticas

mudanças na taxa de queima do propelente;

b) aumento das tensões mecânicas sobre os componentes do sistema, o que,

freqüentemente, resulta em aumento da fadiga e, às vezes, falhas dos

componentes;

c) introdução de vibrações indesejáveis em vários componentes do sistema,

instrumentação e controle, as quais, por sua vez freqüentemente resultam em

falhas mecânicas e ou falha do componente.

Cada um desses itens ou uma qualquer combinação deles pode resultar em colapso

do sistema e fracasso da missão.

2.2 Efeitos da Instabilidade de Combustão

A instabilidade de combustão pode induzir uma variedade de disfunções no motor,

variando de alterações no empuxo e taxa de queima até a sua explosão. Tais problemas são

usualmente resolvidos pelo projetista do motor antes de se iniciar o programa de produção.

Entretanto, a seriedade do problema é incrementada por duas considerações:

50

a) a severidade do comportamento oscilatório pode mudar durante a produção ou

durante a vida útil do motor;

b) mesmo um comportamento oscilatório tolerável ao motor pode induzir mau

funcionamento em outras partes componentes do veículo ou criar problemas de

guiagem.

A combinação dessas duas situações é potencialmente séria porque uma aparente

inócua mudança no sistema durante a produção (ex.: mudança no fornecedor de um ignitor

ou componente do sistema direcional) pode introduzir falhas recorrentes de vôo. Na

verdade, tais problemas têm ocorrido porque as especificações de aquisição nem sempre

englobam desempenhos sob vibração. Essas situações podem conduzir a um custoso

retrabalho e verificação dos sistemas, além de suscitar questões gerenciais como:

a) Pode a IC ser suportada por todos os sistemas em serviço no veículo ou foguete?

b) Estão definidas especificações quanto à vibração para todos os equipamentos

sensíveis?

c) Como pode ser minimizada a possibilidade da IC desenvolver-se com o

envelhecimento do motor ou com a variabilidade normal de lote para lote durante a

produção?

d) Pode o motor ser seguramente adaptado a uma nova aplicação ou atualização para

atender a novas necessidades de desempenho, sem uma importante revisão para

evitar instabilidade?

51

Serão apresentados os efeitos das IC em áreas específicas e de risco quando se trata

de foguetes:

2.2.1 Efeitos da IC na propulsão

O projetista de sistema de propulsão está principalmente preocupado com que a IC

não ameace a integridade estrutural e performance do motor. Alguns efeitos produzidos

pela IC são:

a) variações da taxa de queima e da pressão que colocam a curva empuxo-tempo fora

de limites aceitáveis para a missão;

b) comprometimento da performance da propulsão, confiabilidade e custos associados

com as medidas para prevenir a instabilidade ou tolera-la (ex.: comprometimento na

escolha do propelente, desenho do grão, dispositivos de supressão, pressão de

operação, etc);

c) variações da taxa de transferência de calor e da pressão que colocam em risco a

integridade do foguete;

d) diferenças de pressão que provocam alterações na carga de propelente;

e) torques aos quais o sistema de controle não está projetado para suportar;

f) dificuldades para a ignição e sustentação da queima (especialmente em motores de

baixos impulsos específicos).

52

2.2.2 Efeitos da IC no veículo

Qualquer gerente de desenvolvimento gostaria de obter e trabalhar com sistemas de

propulsão que fossem sempre garantidos e livres de IC. Entretanto, para tal o custo seria

proibitivo, os cronogramas seriam excessivamente longos e ,possivelmente, outras

características seriam afetadas em termos de desempenho. Como resultado, o risco de

incompatibilidade entre as características do sistema global e o aparecimento e presença de

IC são constantes. Alguns efeitos no sistema que têm causado problemas em operações de

vôo são:

a) atuação prematura dos ignitores da carga útil. A vibração induz à iniciação.

b) atuação prematura do programa de guiagem conduzindo a manobras inesperadas e

quebra do veículo;

c) interferência no sistema de controle conduzindo a duras e errôneas manobras e

também a perda total do controle. Há ressonância entre o sistema de controle

hidráulico e o modo oscilatório de combustão.

d) vibrações excessivas estruturais e de componentes, resultante da ressonância entre

freqüências das oscilações da combustão e do modo estrutural.

2.2.3 Efeitos da IC na exaustão e no meio ambiente

A instabilidade de combustão pode afetar a exaustão e vizinhanças do motor em

modos previsíveis. Embora esses efeitos não tenham sido a fonte de muitas falhas ou

estudos até agora, eles merecem uma revisão tendo em vista aplicações futuras:

a) o começo esporádico da instabilidade pode causar flutuação na exaustão depois da

53

queima.

b) embora não extensivamente estudada, IC muito provavelmente produz

características singulares na exaustão que podem permitir identificação remota

durante os tiros.

c) o modo de instabilidade axial produz uma espécie de som característica que pode

interferir com o teste ou funções de lançamento.

d) os produtos condensáveis da reação são freqüentemente úteis para promover a

operação estável do motor. Mas a presença desses produtos é indesejável em

algumas aplicações por causa da visibilidade da exaustão ou devido ao depósito em

superfícies sensíveis no veículo de vôo ou no lançador.

2.2.4 Efeitos da IC nos programas de desenvolvimento

Instabilidade de combustão é tratada por vários engenheiros ou projetistas como

sendo um problema que cobre de 0 a 80% de todos os programas de desenvolvimento de

motores a propelente sólido, com 40% sendo um a estimativa geral razoável. Isso depende

do que é considerado um “problema”. Nos itens anteriores, alguns dos efeitos diretos da IC

foram listados. Do ponto de vista gerencial há outras considerações relacionadas com o que

deve ser feito para tratar com o problema IC. Esses itens serão importantes na seção

subseqüente em se tratará como minimizar riscos de IC. Para o momento, são considerados

alguns problemas gerenciais que podem ser causados por IC:

a) um planejamento para tratar com o problema potencial de IC deve ser criado

durante a fase de proposta do programa de desenvolvimento;

54

b) o gerente do programa pode achar que a seleção do propelente e o formato

geométrico do grão estão otimizados sem suficiente consideração da estabilidade da

combustão. No momento em que um motor em escala real é testado e revela a

presença de IC, pode haver pouca ou nenhuma chance de correção;

c) projetistas de sistemas de veículos não têm dados consideráveis sobre níveis de

vibração ou freqüências induzidas por IC. Portanto, não prevêem controle de projeto

e qualidade para tais vibrações;

d) os problemas específicos com IC apresentados em itens anteriores podem causar

atrasos dos programas e incremento dos custos associados;

e) procedimentos ordinariamente utilizados para controle de IC e qualificação de

componentes não são sempre suficientes para evitar o aparecimento de problemas

durante a produção ou vida útil do foguete. Se a presença do problema não é

verificada no início, as conseqüências podem envolver altos custos;

Métodos de teste e instrumentação usados durante as fases iniciais de

desenvolvimento do motor podem não ser adequados ou sensíveis o suficiente para detectar

IC.

2.3 Tipos de Instabilidades de Combustão

Uma classificação minuciosa é difícil, mesmo porque muito há para ser estudado e

conhecido. Williams (1985), assim classifica os tipos principais:

55

a) instabilidades de câmara: aquelas que estão especificamente associadas com a

ocorrência de combustão dentro de uma câmara;

b) instabilidades do sistema: aquelas que envolvem uma interação dos processos

ocorrendo dentro da câmara de combustão com os processos operativos em , ao

menos, uma parte do sistema;

c) instabilidades intrínsecas: que são inerentes aos reagentes e independentes das

propriedades da câmara. Podem depender da cinética da combustão (Barrère e

Williams, 1969).

O primeiro é o mais comum; é caracterizado pela propagação de ondas acústicas na

câmara. Também conhecidas como Instabilidades Acústicas. Qualquer instabilidade é

oscilatória e possui uma freqüência que é determinada pela geometria da câmara e pela

velocidade média do som no meio e pela direção da oscilação no meio.

As Instabilidades Acústicas por sua vez classificam-se em:

a) Instabilidades de baixa freqüência envolvendo oscilações uniformes de pressão;

caracterizada por freqüências entre 10-200hz. É mais raramente observada e é

também conhecida como Instabilidades de Helmholtz.

b) Instabilidades de freqüência intermediária envolvendo oscilações de forma

longitudinal ou axial do combustor; caracterizada por freqüências entre 200-800hz.

Maior taxa de queima aumenta a instabilidade de combustão, especialmente com

propelente de queima lenta. Pode provocar ondas de choque.

56

c) Instabilidades de alta freqüência; caracterizada por freqüências maiores que 800hz.

Geralmente, envolvem a excitação de formas acústicas transversas ou

tridimensionais do combustor (Barrère, 1992).

Interessantemente, apesar da presença dos processos de combustão e complexos

escoamentos em regime permanente dentro do combustor, as características das oscilações

resultantes estão bem próximas daquelas observadas em sistemas acústicos excitados desde

que similares geometricamente (Zinn, 1998).

A Figura 2.2 mostra os modos acústicos para um motor foguete típico.

FIGURA 2.2 – Modos acústicos para um foguete típico.

Modo longitudinal

Modo tangencial Modo axial

57

CAPÍTULO 3

O QUEIMADOR EM T

3.1 Descrição

O queimador em T é o mais importante e largamente equipamento utilizado para

determinação da resposta de propelentes sólidos a variações acústicas de pressão (Brown et

al, 1978). Tendo sido o primeiro método para a análise do fenômeno de instabilidade de

combustão, até hoje, considerável esforço tem sido dirigido para definir e consolidar seu

comportamento (Strand, 1992).

A forma simples do queimador em T está apresentada na Figura 3.1, justificando a

razão para seu nome. Nela estão esquematizadas as flutuações de pressão e velocidade. A

Figura 3.2 apresenta o queimador utilizado neste trabalho e a Figura 3.3 um queimador

julgado padrão e desenvolvido por Culick (1976). É basicamente uma câmara cilíndrica de

orifício central com discos de propelentes sólidos colocados em suas extremidades. Os

produtos da combustão do propelente são exauridos através de uma abertura, a perna do T.

Esta configuração permite maximizar a excitação do modo longitudinal fundamental na

câmara e, desta forma, produzir a pressão acústica máxima na superfície de queima do

propelente (Brown et al, 1978; e Strand, 1992).

Em outras palavras, o queimador em T é um combustor que consiste num cilindro

que pode ter seu comprimento ou até mesmo a área variável. As amostras de propelente são

colocadas em ambas as extremidades. A tubeira é disposta no centro do cilindro e o

escoamento é dirigido para fora, perpendicularmente ao eixo do cilindro, na direção de um

reservatório de alívio. O calor adicionado pela combustão dentro do cilindro do combustor

está em fase com as flutuações de pressão, em conformidade com o Critério de Rayleigh

58

(Equação 3.1), o qual afirma que se a taxa de calor transferida periodicamente ao

escoamento estiver em fase com o crescimento da pressão, então a amplitude de pressão

aumentará (Barrère, 1992).

0>∫ ′dtpQ (3.1)

FIGURA 3.1 - Desenho esquemático do t-burner e da distribuição das flutuações de pressão e velocidade.

u’

u

Transdutor de pressão

Envelope das oscilações de

pressão

Envelope das oscilações de velocidade

59

O queimador em T ou “T-burner”, neste sistema, permite que sejam provocadas

nele instabilidades de combustão de forma acústica longitudinal, e somente elas.

FIGURA 3.2 – Queimador em T utilizado.

Abruptamente, após a ignição do propelente, oscilações de pressão aparecem no

queimador e crescem até uma amplitude limite ser alcançada. Permanecem nesta amplitude

até ocorrer o fim da queima, quando, por causa das perdas ocorridas na câmara, decaem.

Tais oscilações são medidas através de sensores de pressão e registradas, permitindo

a obtenção de informações acerca da habilidade do propelente testado responder a

flutuações ou variações de pressão, a chamada admitância acústica. Este é o objetivo do

uso primário do “T-burner”, o qual normalmente é utilizado em estudos do efeito de

mudanças sistemáticas na formulação de um propelente.

60

FIGURA 3.3 – Queimador em T padrão.

FONTE: Culick (1976).

1 - BLOCO CENTRAL2 - TUBO ACÚSTICO3 - BLOCO DE ACOPLAMENTO2 - TUBO ACÚSTICO4 - BLOCO QUEIMADOR

5 - PESCOÇO

6 - CONJUNTO UNIFLUXO

CONTROLE DE PRESSÃO

LOCALIZAÇÃO APROXIM. DA CABEÇAPESO DA CABEÇA = 35 LBMATERIAL DA CABEÇA = FERRO

ESPAÇO ENTRE A CABEÇA E OTOPO DO CILÍNDRO = 1-1/2"

CONJUNTO PISTÃO: 1FT DE VOLUME,NÃO INCLUÍNDO A CABEÇA

3

MONTAGEM DO QUEIMADOR - T

LINHA DE NITROGÊNIOMANÔMETRO DO CONJUNTO PISTÃOVÁLVULA ESFERA PARA CONTROLE DE LINHALINHA DE ARMANÔMETRO DO TANQUE

3/4" I.D. LINHA E VÁLVULA DE ESFERA

ARRANJO DO QUEIMADOR - T ( FECHADO )

TANQUE DE ALÍVIO

61

3.2 Aplicações e tipos de Queimadores em T

O queimador em t unidimensional provou ser uma ferramenta útil de pesquisa que

pode ser utilizada em vários tipos de investigações, especialmente quando não há outros

métodos mais modernos. Pode ser usado para estudar o comportamento de um propelente

que, sendo parte de um sistema acústico complexo, participa no movimento acústico que

existe durante a combustão oscilatória. Também, pode determinar a estabilidade relativa de

diferentes propelentes pela comparação da severidade das oscilações geradas por sua

combustão ou por suas taxas de crescimento (Horton, 1964)

O queimador em T pode sofrer variações em seu formato físico a fim de atender

diferentes solicitações, como aumentar a área exposta de queima no caso de queimadores

de área variável. A seguir, são apresentadas algumas variações quanto à posição e formato

do grão de propelente. A parte em negrito da figura apontada pelas setas representa esses

grãos. A primeira configuração é a conhecida como padrão.

FIGURA 3.4 – Configuração de um Queimador em T: básica e de área variável.

62

3.3 Noções fundamentais da acústica do queimador em T

A freqüência das oscilações é determinada pelo comprimento do combustor que for

ocupado pelos gases oriundos da combustão. Corresponde a mais baixa freqüência acústica

da câmara.

Laf

2= (3.2)

onde f é a freqüência, a a velocidade média do som e L o comprimento do queimador.

A Admitância Acústica é definida como a razão complexa entre as flutuações de

velocidade do gás normal à superfície de queima e as flutuações de pressão, normalizada

com respeito à pressão média da câmara e velocidade do som na superfície de queima. A

Admitância bA pode ser escrita:

pu

baP

bA′′

=γ

(3.3)

onde γ é a razão entre os calores específicos a pressão e a volume constantes, ba a

velocidade do som na superfície de queima, u′ é a flutuação de velocidade normal à

superfície, p′ , a flutuação de pressão e p , a pressão média na câmara.

Disto fica aparente que o componente da flutuação de velocidade não está em fase

com a flutuação de pressão.

63

Se as fases são medidas com respeito à pressão, então a parte em fase da velocidade

proporcional à parte real da Admitância.

A taxa na qual trabalho mecânico do tipo “p-v” é realizado sobre a superfície de

queima é igual à média temporal do produto das componentes em fase da pressão e da

velocidade naquela superfície, e é portanto proporcional à parte real da Admitância

Acústica.

Isto é:

221

pAa

PW r

bb

mec ′=γ

& (3.4)

O fluxo médio também pode executar trabalho sobre as ondas acústicas e a taxa

total de adição de energia para o campo acústico é a soma dos dois efeitos.

Ao mesmo tempo, perdas tais como aquelas ocorridas através de dissipação viscosa

e térmica próximas às paredes da câmara retiram energia das ondas acústicas.

Naturalmente, para que as oscilações cresçam, os ganhos devem exceder as perdas.

No queimador em T este é freqüentemente o caso, uma vez que às perdas são relativamente

pequenas.

No estudo de instabilidade acústica, uma outra quantidade geralmente de interesse é

a função resposta do propelente. Definida como a razão entre as flutuações na velocidade

de queima e as flutuações na pressão, a função resposta do propelente bR pode ser escrita

64

(normalizada):

pr

rpRb ′

′= (3.5)

onde r é a velocidade média de queima do propelente e r’ a flutuação da velocidade de

queima na superfície do propelente.

Como o fluxo de massa na superfície de queima é relacionado com a velocidade de

queima por:

rm sρ= (3.6)

onde sρ é a massa específica do propelente, a função resposta pode ser definida por:

pm

mpRb ′

′= (3.7)

Como a admitância, a função resposta é também complexa, visto que as flutuações

normalmente não estão em fase.

A função resposta, mais do que a admitância, é de particular importância para

modelos teóricos da zona de combustão, visto que estes estão relacionados com a taxa de

queima como uma função da pressão na superfície do propelente.

65

É possível relacionar a função resposta com a Admitância, lembrando-se que o

fluxo de massa na superfície de queima é dado por:

um ρ= (3.8)

onde ρ e u são a massa específica e velocidade dos gases de combustão.

Pode-se notar facilmente, introduzindo perturbações, que:

uu

mm ′

+′

=′

ρρ

(3.9)

Combinando-se este resultado com as definições da função resposta e Admitância,

obtém-se:

ppM

ARb

bb ′

′

+= ρρ

γ (3.10)

onde bM é o número de Mach do escoamento médio na superfície de queima.

Se as oscilações forem consideradas isentrópicas, então:

pp′

=′

γρρ 1

(3.11)

E a forma da expressão se reduz a:

66

)(1bb

bb MA

MR +=

γ (3.12)

Em geral as oscilações não são isentrópicas e esforços consideráveis têm sido

despendidos para se provar a existência de ondas de entropia deixando a superfície de

queima (Salles, 1982).

Apesar disso, para o presente propósito, será suficiente assumir condições

isentrópicas prevalecendo, assim, a validade da Equação 3.12. Neste caso, as medidas da

Admitância no queimador em T podem ser interpretadas como medidas da função resposta,

portanto ampliando o papel desse equipamento.

Levando-se em conta a análise do comportamento linear do queimador em T,

apenas as aproximações gerais e os resultados finais serão aqui discutidos. Uma das

hipóteses básicas é que a dinâmica dos gases no interior do queimador pode ser

adequadamente descrita pelas equações de conservação linearizadas.

É claro que isto só é válido para oscilações de pequena amplitude. Dentro deste

intervalo de validade, as equações são as usuais da acústica linear com termos adicionais

para levar em conta o escoamento médio.

A Equação 3.3, que define a Admitância do propelente, é usada para relacionar a

velocidade acústica e a pressão na superfície de queima.

Nessa análise, vê-se que idealmente a amplitude das oscilações cresce

exponencialmente no tempo como:

tep α∝′ (3.13)

67

onde a constante de crescimento α é relacionada à função Admitância por):

)(2 )(b

rb

b

MAaL

+=α

(3.14)

Opondo-se ao crescimento das oscilações estão as perdas acústicas no sistema. Logo

após o fim da queima as oscilações decaem:

tdep α−∝′ (3.15)

onde dα definido como um número positivo é a constante de decaimento da câmara.

De outra forma, pode-se afirmar que durante o processo

crescimento/decaimento a pressão pode ser expressa por:

tiat eeppp ω0+= (3.16)

Portanto, a constante de crescimento observada gα é o resultado líquido de dois

efeitos opostos:

dbr

bb

g MALa αα −+= )(2 )(

(3.17)

Remanejando essa equação, vê-se que a parte real da Admitância Acústica poderá

ser inferida em função das medidas das constantes de crescimento e amortecimento

observadas e através do conhecimento do número de Mach do escoamento médio. Portanto:

68

bdgb

rb M

aLA −+= )(

2)( αα (3.18)

O número de Mach do escoamento médio pode ser facilmente relacionado com as

propriedades do propelente. Por definição:

bb a

uM = (3.19)

Pela equação da continuidade:

ru sg ρρ = (3.20)

Usando a lei dos gases perfeitos e a definição de velocidade do som:

2b

g aPγρ = (3.21)

portanto,

ParM bs

b γρ

= (3.22)

Por causa das perdas de calor nas paredes da câmara, a velocidade média do som na

câmara, a , é muito menor do que a velocidade do som na superfície de queima.

69

Geralmente valores de ab, baseados na temperatura adiabática de chama teórica, são

suficientemente precisos para o uso na redução dos dados do queimador em T.

Desta forma, a parte real da Admitância é completamente determinada uma vez que

todos os dados necessários são obtidos através do queimador.

Portanto, através do uso do Queimador em T, pode-se efetuar medições que

permitam o cálculo da admitância acústica, e assim definir os valores de freqüências a

serem evitados, a fim de ser assegurado que o propelente funcione de maneira segura.

71

CAPÍTULO 4

MÉTODOS EXPERIMENTAIS

4.1 Descrição do equipamento

Do ponto de vista mecânico, o queimador em T é de um projeto simples,

consistindo de um pouco mais de uma câmara cilíndrica fechada nos extremos com um

orifício no centro. Embora bastante simples no conceito, tal equipamento tem sido usado de

muitas maneiras em projetos de laboratório ao redor do mundo. Como já salientado

anteriormente, várias modificações do queimador podem ser feitas, dependendo do tipo e

forma do propelente com o qual se esteja trabalhando.

O método utilizado neste trabalho visa ao estudo de modos acústicos longitudinais

excitados dentro do queimador. Isto é feito através da observação de que as oscilações

crescem e decrescem exponencialmente em amplitude durante seus períodos de

crescimento e decaimento, o que simplifica um pouco a análise teórica.

Assume-se, como também já salientado que o T-burner é basicamente um

dispositivo unidimensional. Perry (1970), em seu trabalho de doutoramento, já havia

comprovado tal assunção.

Portanto, através das medidas constantes de crescimento e amortecimento das

oscilações, e conhecendo-se o número de Mach do escoamento médio, é possível inferir a

parte real da admitância acústica.

Assim sendo, para a realização dos testes, instrumentação específica para aquisição

e tratamento dos dados deve ser usada a fim de se medir essas constantes.

72

Como a freqüência é determinada essencialmente pelo comprimento da câmara,

testes com comprimentos variados do queimador devem ser realizados. No presente

trabalho três comprimentos foram utilizados basicamente, apesar da existência de outras

dimensões. Deixou-se de se utilizar outros em face dos diversos problemas vivenciados e

que serão explicados seqüencialmente.

A Figura 4.1 mostra os vários componentes do queimador utilizado e que aproveitou

peças do trabalho de Salles (1982). Foram realizadas modificações no sistema de aquisição

e tratamento, trocando por um mais moderno e de maior capacidade além colocação de uma

espécie de tanque de alívio, a fim de manter constante a pressão dentro da câmara.

FIGURA 4.1 – Componentes do queimador em T.

Basicamente, o queimador é composto por blocos receptores, onde são fixadas as

amostras de propelente (pequenos discos cilíndricos), pelos tubos de conexão, os blocos de

acoplamento e o bloco central onde está localizada a tubeira. A Figura 4.2 mostra a o

propelente em seu bloco receptor.

73

FIGURA 4.2 – Receptores e blocos queimadores.

O diâmetro interno do queimador é de 1.5 pol, coincidindo com o diâmetro das

amostras de propelente. Portanto, a relação entre a área da câmara e a área da superfície de

queima é a unidade. Caso esta relação fosse diferente, as equações de conservação

deveriam levar tal fato em consideração e seriam modificadas. Culik (1972), estabelece

maiores detalhes acerca desse assunto e inclusive propõe um estudo mais geral levando em

conta vários mecanismos de perda de energia acústica numa câmara.

Perry (1970), chegou a fazer um Queimador de vidro, confirmando que muitos

materiais podem ser utilizados na sua fabricação. Entretanto, neste trabalho utilizou-se o

mesmo equipamento de aço inoxidável usado por Salles (1982). Entretanto, fez-se outro

bloco central e outras cabeças em aço carbono, em face da elevada dificuldade em se

desmontar conexões daquele material.

A Figura 4.3 mostra o equipamento todo montado com as ligações e válvulas

necessárias.

74

FIGURA 4.3 –Queimador em T.

É importante ainda lembrar que nitrogênio foi inserido no tanque de alívio a fim de

se pressurizar a câmara para realização dos testes e, como já observado, manter a pressão

aproximadamente constante. Um cilindro desse gás foi colocado ao lado do tanque de alívio

e assim, sempre que um teste era iniciado, a primeira operação era a sua pressurização.

4.2 Técnicas de Ignição

Salles (1982) salientou que o sistema de ignição era um ponto crítico do

equipamento. Apesar das dificuldades iniciais com relação a vazamentos e a necessidade de

ignição simultânea dos propelentes, tais problemas foram controlados. A dificuldade maior

foi encontrar fios resistivos que iniciassem os propelentes sem necessitar de correntes muito

altas que desarmavam toda a rede elétrica do banco de testes. Curtos-circuitos entre o berço

de metal usado para acondicionar as amostras e as cabeças também trouxeram problemas.

Para contorná-los, primeiramente pensou-se em berços de madeira, mas a combustão desta

alterava os resultados. Optou-se, então, por uma placa de teflon para isolar as partes

metálicas, que sanou o problema de uma forma mais eficaz.

75

Tendo em vista a necessidade de iniciação homogênea sobre a superfície do

propelente a fim de que a excitação ocorresse, optou-se por um “trem explosivo” que

constou de: nitrofilme (a base de nitrocelulose) e pólvoras de base dupla, ambos produtos

da IMBEL/FPV. Além disso, uma fina camada de magnésio foi depositada, formando uma

combinação de alta velocidade de queima.

A Figura 4.4 mostra o sistema de inibição o iniciador e a amostra de propelente.

FIGURA 4.4 –Sistema de inibição, iniciador e propelente.

Tentou-se que o dispositivo permitisse uma montagem rápida e segura.

Entretanto,isso só foi alcançado a partir da aquisição de experiência no trabalho.

A Figura 4.5 mostra o sistema de ignição montado e o trem explosivo, bem como o

berço.

76

FIGURA 4.5 –Sistema de ignição e trem explosivo.

4.3 Propelentes

Foram utilizados propelentes de base dupla e composite. Este foi conseguido com o

Centro Tecnológico de Aeronáutica (CTA/IAE) sendo que um deles continha 1,5% de

Alumínio e outro não. Os de base dupla foram conseguidos na FPV/MBEL. Um terceiro

propelente composite foi produzido na FPV após ter sido verificado que nenhum dos

anteriores apresentava alguma oscilação. A composição continha perclorato de amônio,

dibutilftalato e acronal.

As amostras foram inibidas com fitas de etilcelulose e pastilhadas numa espessura

de 7mm cada.

Após essa operação, era colocada a pasta ou elemento iniciador e as amostras eram

levadas para estufas para serem aquecidas a cerca de 50ºC por 1 hora antes do teste.

77

4.4 Instrumentação

O sistema de hardware era composto por um computador Pentium III – 750 MHz,

duas placas de aquisição de dados da Computer Boards de 330 KHz cada, um conjunto de

PLC com três placas de entrada e duas de saída.

Foram utilizados dois tipos de sensores de pressão: Strain Gauge e Piezo Elétrico.

Este último seria considerado o mais apropriado por de ser mais suscetível a pequenas

variações de pressão. Na verdade, o Strain gauge portou-se muito melhor por sua eficiência.

Três sensores eram utilizados simultaneamente, um em cada extremidade do queimador e

outro no centro, próximo à tubeira. A Figura 4.6 mostra alguns detalhes da instrumentação.

FIGURA 4.6 –Detalhes da instrumentação.

Foi utilizada uma fonte de 30Vcc – 10 ampéres, a qual era acionada para ignitar o

propelente. O software utilizado foi da Indusoft ( Supervisório ) para fazer a visualização

das variáveis entre PLC e Computador. Desta forma era possível o operador verificar o que

acontecia no campo através do computador citado acima.

78

Para tratamento de dados, utilizou-se o programa Origin 5.0, o qual propiciava

traçar as curvas e trabalhá-las. Conseguia-se trabalhar desde baixas freqüências até

frequências superiores a 30 khz por canal. Só que quanto maior a freqüência, maior o

tamanho do arquivo.

Foram utilizados alguns filtros RC para filtrar as baixas freqüências, a fim de tentar

obter algum sinal de IC. Entretanto, não se conseguiu obter um bom resultado, levando a

crer que o sistema em si ( propelentes ) não obtinha instabilidade ou a aquisição estava

sendo ineficaz.

4.4.1 Funcionamento de sensores de pressão

a. Tipo Strain Gauge

Baseia-se no princípio de variação da resistência de um fio mudando-se as suas

dimensões. Para variar a resistência de um condutor, deve-se analisar a equação geral da

resistência:

R = ρ L / S (4.1)

A ligação ideal para um strain gauge, com quatro tiras extensiométricas é o circuito

em ponte de Wheatstone, que tem a vantagem adicional de compensar as variações de

temperatura ambiente, pois todos os elementos estão montados em um único bloco.

b. Tipo Piezoelétrico

Os elementos piezoelétricos são cristais, como o quartzo, a turmalina, que

acumulam cargas elétricas em certas áreas da estrutura cristalina quando sofrem uma

79

deformação física por ação de uma pressão. São elementos pequenos e de construção

robusta. Seu sinal de resposta é linear com a variação de temperatura. Quando o cristal é

deformado, libera energia que é transferida para o amplificador, e do amplificador para o

registrador ou controlador/indicador de dados.

É necessário tomar cuidado com o efeito da temperatura, pois a temperatura altera o

sinal de energia liberada pelo cristal. Ultimamente não se tem utilizado o piezoelétrico, por

causa de seu preço elevado, e pelo excesso de equipamento requerido.

4.5 Método de redução de dados

Salles (1982) explica a técnica de redução de dados. Ele afirma que as oscilações

crescem até uma amplitude limite ser alcançada, após o que, decaem. Todo o fenômeno

ocorre em menos de um segundo. Acrescenta que as medidas de freqüência são satisfeitas

dividindo o número de picos observados pelo intervalo de tempo considerado. Dividi-se o

sinal em duas partes, a primeira referente ao crescimento e a segunda ao decaimento. A

medida dos tempos é feita em relação ao primeiro pico tomando-se uma perpendicular ao

eixo das abscissas no gráfico resultante gerado.

Plotando-se semilogaritmicamente a amplitude das oscilações com o tempo durante

o crescimento e o decaimento, observa-se que os coeficientes angulares das retas obtidas

são as constantes desejadas. A Figura 4.7 representa a aplicação dessa metodologia.

Salles (1982), também descreve outras metodologias para a obtenção das constantes

desejadas e, conseqüentemente, da admitância acústica.

Neste trabalho entretanto, em face de não terem sido obtidas as informações

necessárias, tais técnicas não foram aplicadas, nem tais resultados obtidos.

80

FIGURA 4.7 – Resultado típico de um teste com a aplicação da técnica de redução de dados

FONTE: Salles (1982).

81

CAPÍTULO 5

RESULTADOS

Muitos foram os problemas encontrados durante as realizações dos testes. Alguns

logísticos como equipamentos precários e dificuldade de amostras de composite. Outros

operacionais como o elevado tempo e dificuldade da preparação das amostras, os

vazamentos devido à pressurização, além da extrema dificuldade na montagem e

desmontagem do queimador. Porém, a maior parte deles foi vencida com a evolução dos

trabalhos e experiência adquirida.

A Figura 5.1 apresenta um resultado típico de um teste que indica a presença de IC,

também conhecido como “envelope” das oscilações.

FIGURA 5.1 - Típico gráfico de oscilações de pressão.

Os testes foram realizados em três freqüências diferentes determinadas pelo

comprimento do tubo utilizado, buscando-se obter algo semelhante ao da Figura 5.1.

82

O sistema era pressurizado e dispunha de um tanque de alívio. Foram realizados

mais de 200 testes, porém cerca de 160 puderam ser plotados sem que houvesse qualquer

problema. Entretanto, em nenhum deles comprovou-se a existência de um comportamento

oscilatório em três comprimentos diferentes do queimador utilizados.

A seguir são apresentados alguns gráficos resultantes dos experimentos.

A Figura 5.2 representa um teste realizado com propelente de base dupla. Pode-se

observar que os dois sensores tipo strain gauge atuaram simultaneamente e que a pressão

variou, mas não de forma oscilatória. Propelentes dessa natureza são normalmente bastante

estáveis.

FIGURA 5.2 – Resultado do teste com BD.

4M 5M 6M

20

25

30

35

40

P4 P5

Pre

ssão

( at

m )

Tempo ( M = segundos )

83

A Figura 5.3 apresenta o resultado de um teste com composite do IAE com a

presença de alumínio. Esta partícula atua como atenuador das oscilações. Como no anterior,

nenhuma presença de oscilações acústicas.

FIGURA 5.3 – Resultado do teste com composite com alumínio.

Já a Figura 5.4 apresenta o resultado de um propelente sem alumínio. Ainda

nenhuma oscilação foi observada.

4M 5M 6M

20

25

30

35

40

P4 P5

Pre

ssão

( at

m )

Tempo ( M = segundos )

84

FIGURA 5.4 – Resultado do teste com composite

Tendo em vista esses resultados, tentou-se fazer algo semelhante ao “pulsed T-

burner”, o qual tem uma carga explosiva inicial para excitar as oscilações.

Para tal, foi feita uma adaptação na parte oposta à tubeira, no corpo do central do

queimador. Utilizou-se pólvora negra e também outras variações de pólvoras BD por sua

disponibilidade como material de excitação.A Figura 5.5 mostra como ficou o

equipamento. Entretanto, o resultado foi o acréscimo de novos picos no gráfico.

A Figura 5.6 representa essa situação com composite. Mais uma vez, instabilidades

de combustão não foram observadas.

0 1M 2M 3M 4M 5M 6M 7M 8M 9M 10M 11M 12M18

19

20

21

22

23

24

25

P2 P3

Pres

são

( atm

)

tempo ( M = segundos )

85

FIGURA 5.5 – Queimador com dispositivo de excitação ao centro.

FIGURA 5.6 – Resultado do teste pulsado com composite.

0 1M 2M 3M 4M 5M 6M 7M 8M 9M 10M 11M 12M20

21

22

23

24

25

26

27

P2 P3

Pres

são

( atm

)

tempo ( M = segundos )

86

Tentou-se então o composite fabricado na FPV. Tratava-se de uma mistura de 70%

de perclorato de amônio, 20% de dibutilftalato e 10% de acronal. O resultado pode ser

observado na Figura 5.7. Mais uma vez, nenhum comportamento oscilatório foi observado.

Entretanto, o número de picos aumentou, podendo ser indicativo da homogeneização pobre

do material.

FIGURA 5.7 – Resultado do teste pulsado com composite.

Para se comparar os resultados com os dois tipos de sensores utilizados: strain

gauge e piezoelétrico, testes foram realizados com ambos simultaneamente. A Figura 5.8

apresenta o resultado de um desse testes.

4M 5M 6M 7M 8M 9M 10M10

11

12

13

14

15

16

17

P2 P3

Pres

são

( atm

)

Tempo ( M = segundos )

87

Observa-se que ambos apresentam resultados bastante semelhantes. Como o

piezoelétrico somente capta as variações de pressão, indica um valor final de dessa variável

igual ao inicial.

FIGURA 5.8 – Resultado do teste com composite e dois tipos de sensores.

5.0M 5.5M 6.0M 6.5M 7.0M9

10

11

12

13

14

15

16

17

18

P2 P3

Pres

são

( atm

)

Tempo ( M = segundos )

5.0M 5.5M 6.0M 6.5M 7.0M0

1

2

3

4

5

6

7

8

PE_AA PE_BB

Pres

são

( bar

)

Tempo ( M = segundos )

89

CAPÍTULO 6

CONCLUSÕES E SUGESTÕES

No encerramento deste trabalho, cumpre reconhecer que ele pode ser considerado

apenas como a primeira parte do estudo a que se propunha originalmente. Um queimador

em T foi montado, a instrumentação foi aperfeiçoada para torná-la capaz de acompanhar o

fenômeno, as equações fundamentais do problema foram revistas, o processo experimental

foi desenvolvido e vários problemas operacionais foram resolvidos e outros foram

detectados para solução futura. O tempo disponível não permitiu ir além do ponto a que se

chegou. Mas as condições experimentais estão criadas para que a pesquisa prossiga sem

grandes percalços.

É verdade que o não aparecimento de instabilidades e a não constatação de

movimentos oscilatórios nos mais de 100 ensaios realizados pode significar que os

propelentes estudados são realmente estáveis nas freqüências que foram varridas. Algumas

outras hipóteses porém, devem também ser levadas em consideração.

Foi decidido que os sensores fossem colocados perpendicularmente ao eixo da

câmara, e não atrás do berço, como na maioria dos trabalhos citados nas referências. Isso

permitiu utilizar simultaneamente strain gages e sensores piezoelétricos. Não se acredita

que isso pudesse inibir a captação das instabilidades, mas vale a pena experimentar a outra

posição.

A simultaneidade de ignição nas duas extremidades do queimador é essencial para a

amplificação das instabilidades e a repetibilidade dos resultados, e nem sempre isso pôde

ser assegurado.

Qualquer vazamento é um poderoso fator de amortecimento, e nem sempre eles

podem ser detectados durante o tiro.

90

Todos esses problemas foram analisados exaustivamente. Durante os testes

realizados, cuidados particulares foram tomados para que eles fossem evitados, mas

talvez eles possam ter ocorrido, apesar disso.

No início dos trabalhos, acreditava-se que seria possível conseguir o T-Burner

Manual, que é o documento fundamental para o estudo desse aparelho, mas isso se revelou

impossível, pois ele continua sendo classificado como sigiloso. Os trabalhos em que se

buscou apoio, e que são citados nas referências, na sua maioria, partem daquele manual. A

falta dele obrigou a criar métodos próprios para enfrentar os problemas encontrados o que,

além de consumir muito do tempo disponível, pode ter deixado algum aspecto importante

do problema fora de observação.

Enfim, as sementes estão lançadas e vale a pena continuar esse estudo, em busca de

respostas definitivas para as dúvidas que ainda perduram.

91

REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS

Andrepont, W. C. ; Schoner, R. J. The T-burner test method for determining the

combustion of solid propellants. New York: : AIAA, 1972, (AIAA PAPER 72-1053).

Barbosa, Antônio C. P.; Ramos, E. C.; Malizia, P. F. P. ; Villela, T. E. A. Estudo

Preliminar do mecanismo da queima de propelentes sólidos aplicados à pólvora

base tripla utilizada no canhão Light Gun. Projeto Final de Curso. Instituto Militar

de Engenharia, Rio de Janeiro, 1994.

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