Projeto de propulsor bipropelente de 200N para aplicação em satélites

Abstract

O deslocamento de um veículo espacial ocorre através do sistema de propulsão. Em satélites, esse sistema é responsável pela injeção, transferência, manutenção de órbitas e controle de atitude. Dentre as diversas fontes de combustível, os satélites que utilizam combustíveis químicos como fonte de propulsão possuem como uma das principais fontes o par MMH (monometil-hidrazina) e NTO (tetróxido de nitrogênio) que são extremamente tóxicos, com isso, nas últimas décadas vem se buscando alternativas propulsivas que possuam baixo impacto ambiental e baixo custo, além de proporcionar maior segurança operacional. Neste contexto, este trabalho apresenta o projeto de um propulsor na faixa de 200N de empuxo, utilizando como base combustíveis verdes para aplicação na transferência de órbita de satélites. Primeiramente foi aplicado os dados do combustível composto por uma mistura de etanol e monoetanolamina e peróxido de hidrogênio à 90% no programa NASA CEA. Com os dados obtidos foram aplicados os equacionamentos para o projeto da câmara de combustão. Foi utilizado um código em Python para o desenvolvimento do contorno da tubeira seguindo a metodologia de Rao. Com o propulsor definido, foram desenvolvidos os injetores centrífugos duais seguindo a teoria de Abramovich, com o auxílio de um código em Matlab. Os injetores foram integrados ao propulsor através de um cabeçote de injeção composto por cinco injetores centrais e oito injetores periféricos responsáveis por criar o filme de resfriamento. O cálculo do sistema térmico do propulsor foi realizado seguindo o princípio de resfriamento radiativo. Com os dados obtidos, foi definido a liga de Nióbio C-103 como o material de construção por apresentar as resistências térmicas e mecânicas necessárias para a aplicação.