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Design e Otimização de um Motor Turboramjet
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Abstract(s)
Esta dissertação debruça-se sobre o design e otimização de um motor turboramjet num estádio preliminar para obtenção da máxima tração específica e o projeto da entrada de ar e bocal propulsivo. Tem surgido um grande interesse no estudo e desenvolvimento destes motores devido à crescente procura por aviões supersónicos, sejam estes militares ou civis. Estes aviões supersónicos apresentam o problema de necessitar de ser eficientes ao longo de uma vasta gama de altitudes e velocidades, e o motor turboramjet é uma excelente solução para esse problema. Sendo assim, este trabalho apresenta um modelo termodinâmico de um turbojato e ramjet, cujo objetivo é analisar parametricamente a operação do motor em ambos os modos em condições de projeto e prever o seu desempenho. Estes valores são posteriormente utilizados para realizar o projeto da entrada de ar e bocal propulsivo. O tipo de entrada de ar é escolhido de acordo com o número de Mach do escoamento livre e o tipo de bocal de acordo com o razão de pressão do bocal. É realizada para ambos o seu dimensionamento de acordo com os valores obtidos através da análise paramétrica do motor. Por fim, no modelo termodinâmico é incorporado um algoritmo de otimização concebido para atingir um valor máximo de tração específica.
This dissertation focuses on the design and optimization of a turboramjet engine at a preliminary design stage to obtain maximum specific thrust and the design of the intake and nozzle. There has been great interest in the study and development of these engines due to the growing demand for supersonic aircraft, whether military or civil. These supersonic aircraft have the problem of needing to be efficient over a wide range of altitudes and speeds, and the turboramjet engine is an excellent solution to this problem. Therefore, this work presents a thermodynamic model of a turbojet and ramjet, whose objective is to do a parametric cycle analysis of the engine operation in both modes under design conditions and predict its performance. These values are later used to carry out intake and nozzle design. The type of inlet is chosen according to the Mach number of the free stream and the type of nozzle is chosen according to the nozzle pressure ratio. Their sizing is carried out for both with the values obtained through parametric analysis of the engine. Finally, an optimization algorithm is incorporated into the thermodynamic model designed to achieve the maximum specific thrust.
This dissertation focuses on the design and optimization of a turboramjet engine at a preliminary design stage to obtain maximum specific thrust and the design of the intake and nozzle. There has been great interest in the study and development of these engines due to the growing demand for supersonic aircraft, whether military or civil. These supersonic aircraft have the problem of needing to be efficient over a wide range of altitudes and speeds, and the turboramjet engine is an excellent solution to this problem. Therefore, this work presents a thermodynamic model of a turbojet and ramjet, whose objective is to do a parametric cycle analysis of the engine operation in both modes under design conditions and predict its performance. These values are later used to carry out intake and nozzle design. The type of inlet is chosen according to the Mach number of the free stream and the type of nozzle is chosen according to the nozzle pressure ratio. Their sizing is carried out for both with the values obtained through parametric analysis of the engine. Finally, an optimization algorithm is incorporated into the thermodynamic model designed to achieve the maximum specific thrust.
Description
Keywords
Análise Bocal Entrada Otimização Paramétrica Projeto Turboramjet