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.

The displacement of a space vehicle occurs through the propulsion system. In satellites, this system is responsible for injection, transfer, orbit maintenance and attitude control. Among the various fuel sources, satellites that use chemical fuels as a source of propulsion have as one of the main sources the pair MMH (monomethylhydrazine) and NTO (nitrogen tetroxide) which are extremely toxic. In recent decades it has been seeking propulsive alternatives that have low environmental impact and low cost, besides providing greater operational safety. In this context, this work presents the design of a propulsor engine in the 200N thrust range, using as a base green fuels for application in the transfer of satellite orbit. First, fuel data composed of a mixture of ethanol and monoethanolamine and hydrogen peroxide at 90% of concentration was applied in the NASA CEA program. With the obtained data, the equations were applied to the combustion chamber design. A Python code was used to develop the contour of the nozzle following Rao's methodology. With the engine defined, the duals centrifugal injectors were developed following Abramovich's theory, with the aid of a code in Matlab. The injectors were integrated into the propulsor through an injection head composed of five central injectors and eight peripheral injectors responsible for creating the cooling film. The calculation of the thermal system of the propulsor was performed following the principle of radiative cooling. With the data obtained, niobium c-103 alloy was defined as the building material because it presented the thermal and mechanical resistances necessary for the application.