Silva, André Resende Rodrigues daPedrosa, João Ricardo de Sousa2023-11-232023-11-232023-03-082023-01-31http://hdl.handle.net/10400.6/13768Rocket engine development always involves maximizing performance and reliability and minimizing costs. The experimental tests that are part of that development can be costly and complex to execute. Therefore, there has been a search to complement these numerical tests with the computational power of computers through numerical tools. In this way, it is possible to direct experimental campaigns to regions or phenomena of interest, reducing their costs. Specifically, for liquid rocket engines, the need for higher performance, that is, higher specific impulse, led to an increase in the chamber pressure of these propulsion systems. Moreover, gaseous-hydrogen and liquid-oxygen is one the propellant combinations that offers high performance (specific impulse) because of its high heating value, which results in high adiabatic flame temperature and low molecular weight. These are the reasons why this propellant combination has been used in many liquid rocket engine propulsion systems. In this work, a numerical tool is developed to compute the adiabatic flame temperature and the corresponding chemical equilibrium composition for a given value of pressure and equivalence ratio for the combustion reaction between hydrogen and oxygen. As temperature values are very high, the dissociation of combustion products is taken into account. Three chemical reaction equations are considered, each with a different number of species. The minimization of the Gibbs free energy is done to calculate the chemical equilibrium composition. A thermodynamic library is used to compute thermodynamic properties for individual species. Results of calculations show that an increase in pressure translates into an increase in the adiabatic flame temperature. Also, as the number of species increases, the adiabatic flame temperature decreases. The maximum adiabatic flame temperature is obtained for slightly rich mixtures.O desenvolvimento de um motor foguete envolve maximizar o seu desempenho e minimizar os custos. Os testes experimentais que fazem parte desse desenvolvimento podem ser dispendiosos e complexos de executar. Por isso, tem existido uma procura por complementar estes testes numéricos com o poder computacional dos computadores através de ferramentas numéricas. Desta forma, é possível direcionar as campanhas experimentais para regiões ou fenómenos de interesse, diminuindo os custos destas. Especificamente, para os motores foguete de propelente líquido, a necessidade de maior desempenho, ou seja, maior impulso específico, levou a um aumento da pressão na câmara de combustão desses sistemas de propulsão. Além disso, hidrogénio gasoso e oxigénio líquido é uma das combinações de propelente que oferece maior desempenho (impulso específico), devido ao elevado poder calorífico, que resulta numa temperatura adiabática de chama elevada, e ao baixo peso molecular. Estas são as razões pelas quais esta combinação de propelente tem sido usada em muitos sistemas de propulsão que utilizam motores foguete de propelente líquido. Neste trabalho, uma ferramenta numérica é desenvolvida para calcular a temperatura adiabática da chama e a composição de equilíbrio químico correspondente, para um determinado valor de pressão e razão de equivalência, para a reação de combustão entre hidrogénio e oxigénio. Como os valores de temperatura são muito elevados, a dissociação dos produtos da combustão é tida em conta. Três equações de reações químicas são consideradas, cada uma com um número diferente de espécies. A composição de equilíbrio químico é calculada através da minimização da energia livre de Gibbs. Uma biblioteca termodinâmica é usada para calcular propriedades termodinâmicas para espécies individuais. Os resultados dos cálculos mostram que um aumento na pressão traduz-se num aumento da temperatura adiabática de chama. Além disso, à medida que o número de espécies aumenta, a temperatura adiabática da chama diminui. A temperatura adiabática de chama máxima é obtida para misturas ligeiramente ricas.engCombustão de Hidrogénio-OxigénioCombustão em Condições SupercríticasMotor Foguete de Propelente LíquidoTemperatura Adiabática de Chamamaster thesis203390180