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Authors
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Abstract(s)
Hypersonic airbreathing propulsion has the ability to revolutionise both the industry of
aviation and space launchers. Apart from not needing to carry the oxidizer needed for
combustion, when compared to rockets, this class of engines often offers higher specific
impulse at high Mach numbers. For a very long time, the focus of hypersonic airbreathing
propulsion was on the scramjet engine. Nevertheless, other concepts have been proposed
that seem to outperform the first one. An example of this is the oblique detonation wave
engine, ODWE.
This thesis presents the development of a code that aims to calculate and compare the
performance of a scramjet engine with an oblique detonation wave engine (ODWE). The
study conducted is one-dimensional and the stations considered for the engines are air
intake/compression, combustion and expansion. For the scramjet engine, stream thrust
analysis is implemented, allowing for a more accurate analysis when compared to other
one-dimensional methods. Moreover, both constant pressure and constant area burner
are considered. As for the oblique detonation wave engine, the mathematical model presented by Pratt (1991) is implemented, but considering the efficiency of combustion.
Given basic operation conditions, such as altitude and freestream Mach number, the code
calculates the necessary properties at each station and all relevant performance parameters can be estimated, giving great insight into how the engines compare regarding their
performance. Results of a specific case study burning H2/air at stoichiometric conditions
are presented and analysed. The oblique detonation wave engine is found to have overall better performance than the scramjet engine, which justifies all the research efforts
around this engine and the overall use of detonations on different propulsion systems.
Hypersonic airbreathing propulsion tem a capacidade de revolucionar quer a indústria da aviação, quer a indústria espacial. Para além dos motores pertencentes a esta classe não necessitarem de transportar o oxidante para a combustão, quando comparados com o motor foguete, oferecem um impulso específico superior a elevados números de Mach. Assim, durante muito tempo, o foco da propulsão hipersónica foi o scramjet. No entanto, outros conceitos têm vindo a ser propostos que parecem ter um melhor desempenho, como é o caso dos motores de detonação oblíqua, ODWE. Esta tese apresenta o desenvolvimento de um código que visa calcular e comparar o desempenho de um motor scramjet com um motor de detonação oblíqua (ODWE). O estudo realizado é unidimensional e as estações consideradas para os motores são admissão/compressão, combustão e expansão. Para o motor scramjet a stream thurst analysis é implementada, permitindo uma análise mais precisa quando comparada a outras metodologias unidimensionais. Além disso, a combustão é considerada quer a pressão constante, quer em área constante. Quanto ao motor de detonação oblíqua, o modelo matemático apresentado por Pratt (1991) é implementado, mas considerando a eficiência da combustão. Dadas condições básicas de operação, tais como altitude e número Mach, o código calcula as propriedades necessárias em cada estação. Assim, os parâmetros de desempenho relevantes podem ser estimados, dando ao leitor uma ideia sólida de como os motores se comparam ao nível do seu desempenho. São também apresentados e analisados os resultados de um estudo específico em que se queima estequiométricamente H2/ar. Conclui-se que o motor de detonação oblíqua tem melhor desempenho do que o scramjet, o que justifica todos os esforços de pesquisa em torno deste motor, e também no uso das detonações em diferentes sistemas de propulsão.
Hypersonic airbreathing propulsion tem a capacidade de revolucionar quer a indústria da aviação, quer a indústria espacial. Para além dos motores pertencentes a esta classe não necessitarem de transportar o oxidante para a combustão, quando comparados com o motor foguete, oferecem um impulso específico superior a elevados números de Mach. Assim, durante muito tempo, o foco da propulsão hipersónica foi o scramjet. No entanto, outros conceitos têm vindo a ser propostos que parecem ter um melhor desempenho, como é o caso dos motores de detonação oblíqua, ODWE. Esta tese apresenta o desenvolvimento de um código que visa calcular e comparar o desempenho de um motor scramjet com um motor de detonação oblíqua (ODWE). O estudo realizado é unidimensional e as estações consideradas para os motores são admissão/compressão, combustão e expansão. Para o motor scramjet a stream thurst analysis é implementada, permitindo uma análise mais precisa quando comparada a outras metodologias unidimensionais. Além disso, a combustão é considerada quer a pressão constante, quer em área constante. Quanto ao motor de detonação oblíqua, o modelo matemático apresentado por Pratt (1991) é implementado, mas considerando a eficiência da combustão. Dadas condições básicas de operação, tais como altitude e número Mach, o código calcula as propriedades necessárias em cada estação. Assim, os parâmetros de desempenho relevantes podem ser estimados, dando ao leitor uma ideia sólida de como os motores se comparam ao nível do seu desempenho. São também apresentados e analisados os resultados de um estudo específico em que se queima estequiométricamente H2/ar. Conclui-se que o motor de detonação oblíqua tem melhor desempenho do que o scramjet, o que justifica todos os esforços de pesquisa em torno deste motor, e também no uso das detonações em diferentes sistemas de propulsão.
Description
Keywords
Análise Stream Thrust Detonação Motor de Detonação Oblíqua Performance Propulsão Hipérsónica Scramjet Scramjet de Área Constante Scramjet de Pressão Constante