IX CONGRESSO BRASILEIRO DE ENGENHARIA E CIÊNCIAS TÉRMICAS. 9th BRAZILIAN CONGRESS OF THERMAL ENGINEERING AND SCIENCES

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1 IX CONGRESSO BRASILEIRO DE ENGENHARIA E CIÊNCIAS TÉRMICAS 9th BRAZILIAN CONGRESS OF THERMAL ENGINEERING AND SCIENCES Paper CIT PROJETO DE UM MAÇARICO DE CORTE TÉRMICO BASEADO NA TECNOLOGIA DE PROPULÃO LÍQUIDA Daniel Soares Almeida Centro Ténio Aeroespaial Instituto de Aeronáutia e Espaço dsa62@yahooom Avandelino Santana Junior Centro Ténio Aeroespaial Instituto de Aeronáutia e Espaço santanajr@iaetabr Mário Niwa Centro Ténio Aeroespaial Instituto de Aeronáutia e Espaço niwa@iaetabr Khoze Kessaev Centro Ténio Aeroespaial Instituto de Aeronáutia e Espaço kessaev@iaetabr Resumo Este doumento apresenta uma desrição suinta das etapas envolvidas no desenvolvimento de um protótipo do maçario de orte térmio que utiliza a tenologia de propulsão líquida para seu funionamento, bem omo das prinipais araterístias de operação e os resultados obtidos através de ensaios a frio e a quente, sem e om ombustão, respetivamente, inluindo neste último o orte de materiais O prinipal objetivo do protótipo foi verifiar a possibilidade de utilização dos gases quentes, gerados pela queima de propelentes dentro de uma âmara de ombustão de motor foguete a propelente líquido, para fins de orte de materiais Iniialmente, ensaios de alibração dos orifíios ontidos nas linhas de propelentes possibilitaram a definição da vazão em massa do ombustível (gás metano) e do oxidante (oxigênio gasoso) A seguir, ensaios a quente foram realizados om a finalidade de levantamento dos parâmetros de funionamento deste equipamento Finalmente, ensaios a quente om orte de diversos tipos de materiais om diferentes espessuras foram exeutados, onde a potenialidade do equipamento foi demonstrada ao ortar materiais que os métodos de orte onvenionais (oxiaetilênio) ou não obtém suesso ou que o fazem om um usto muito elevado (plasma) Palavras have: maçario de orte, propulsão líquida, motor foguete 1 Introdução Os primeiros passos para o domínio da tenologia de propulsão líquida utilizando propelentes não tóxios estão sendo dados em nosso país (Niwa & Yoshino, 1997), mais espeifiamente no Instituto de Aeronáutia e Espaço (IAE) Os onheimentos adquiridos até aqui permitem vislumbrar outras apliações para tal tenologia além da usual Assim sendo, om intuito de torná-la o mais útil possível para a soiedade, está sendo desenvolvido, em pareria om a indústria naional, um equipamento de orte térmio que utiliza a tenologia de motor foguete a propelente líquido (MFPL) O maçario de orte térmio baseia-se nos prinípios de funionamento de uma âmara de ombustão de MFPL ou seja, na queima de uma mistura de ombustível (metano, GLP, hidrogênio, querosene, et) e um oxidante (oxigênio gasoso ou ar omprimido) no interior de uma âmara om paredes refrigeradas Os gases gerados pela ombustão atingem elevada pressão e temperatura e são expelidos em veloidades supersônias através de um boal A interação do fluxo de gases, à alta temperatura e veloidade aliada às ondas de hoque, om a superfíie do material possibilita a fusão, abrasão e expulsão de substratos, permitindo assim o orte Pode-se esperar, portanto, que materiais omo alumínio, aço inoxidável, ferro fundido, erâmias e rohas ornamentais sejam passíveis de serem ortado por esse equipamento Devido as suas araterístias, esse maçario apresenta vantagens em relação aos métodos de orte onvenionais Por exemplo: em relação ao maçario oxiaetilênio, apresenta maior veloidade de orte e maior penetração para orte em espessuras maiores, além da possibilidade de ortar materiais omo o alumínio e aço inoxidável E, em relação ao orte por plasma, apresenta a vantagem de ser um equipamento muito mais simples e portanto, de menor usto 1

2 2 Caraterização do Maçario de Corte e do Dispositivo Experimental O desenvolvimento do maçario tem omo objetivo a onstrução de um equipamento de orte que seja versátil, de operação simples e de baixo usto, e que seja apaz de exeutar ortes em materiais espeiais ou om grandes espessuras 21 Prinípio de Funionamento O equipamento baseia-se no prinípio de funionamento de uma âmara de ombustão de MFPL, podendo utilizar na sua operação oxigênio gasoso, omo oxidante, e metano, GLP, hidrogênio ou querosene, omo ombustíveis O maçario de orte térmio, proposto no presente trabalho, é refrigerado a água e utiliza o oxigênio gasoso (O 2 ) e metano (CH 4 ), omo oxidante e ombustível, respetivamente Os gases gerados na ombustão atingem elevadas temperaturas e pressões, sendo expelidos a alta veloidade através de um boal A interação do fluxo de gases a alta temperatura e veloidade, aliado às ondas de hoque, om o substrato é que possibilita a fusão, abrasão e expulsão de material, e onsequentemente o orte 22 Desrição do Dispositivo Experimental O dispositivo experimental, tal omo mostrado na Fig (1), é omposto de âmara de ombustão, sistema de ignição, válvulas, reguladores, tubulações, garrafas para armazenamento de oxigênio gasoso e gás metano O prinipal omponente do maçario é a âmara de ombustão, que é projetada tal qual uma âmara de MFPL, ujos elementos básios são: abeça de injeção, âmara, garganta e boal de expansão (Huzel & Huang, 1992) Figura 1 Esquema do maçario de orte e seus omponentes A parte ilíndria da âmara de ombustão funiona omo um duto que mantém os propelentes, oxigênio gasoso e gás metano, por um período sufiiente (tempo de residênia) para garantir sua ompleta mistura e ombustão O tempo de residênia é uma função do tipo de propelentes, das ondições de injeção dos propelentes e das araterístias geométrias da âmara de ombustão e dos injetores Os produtos de ombustão são desarregados através do boal, atingindo veloidade supersônia A Fig (2) apresenta uma vista geral dos equipamentos utilizados durante os ensaios a quente, ou seja, aqueles envolvendo ombustão, onde através de um sistema de aquisição de dados foi possível araterizar os parâmetros básios de funionamento do maçario, tais omo: pressão da âmara de ombustão, pressão de injeção do oxidante e do ombustível A Fig (2) mostra também, no detalhe, o protótipo testado 2

3 Figura 2 Vista geral dos equipamentos e detalhe do protótipo do maçario 23 Apliação Por suas araterístias de projeto, espera-se que este equipamento possibilite o orte de aço arbono, alumínio, aço inoxidável, ferro fundido, obre, latão, erâmias, rohas e onreto, om espessuras de até 200 mm Com algumas adaptações este maçario também pode ser empregado em proessos de revestimento térmio (metalização), podendo apresentar vantagens tanto em termos de qualidade quanto em termos de usto, quando omparados om equipamentos onvenionais existentes no merado 3 Metodologia para Dimensionamento de um Maçario de Corte O projeto do maçario de orte, iniia-se om o projeto da âmara de ombustão que pode ser subdividida em: abeça de injeção, âmara, garganta e amisa de refrigeração A abeça de injeção é omposta de injetores, ou seja orifíios alibrados para passagem de propelentes (Kessaev, 1997) Primeiramente, arbitra-se os parâmetros básios da âmara de ombustão tais omo pressão e razão de mistura entre oxidante e ombustível (O/F), seguindo-se do álulo dos parâmetros termodinâmios orrespondentes, tais omo temperatura de hama (T Ch ), veloidade dos gases (C*), et Com base nestas informações é possível a determinação dos parâmetros geométrios da âmara O dimensionamento é finalizado através da verifiação da temperatura da parede da âmara, permitindo a determinação da vazão em massa da água utilizada para a refrigeração Em Huzel & Huang (1992), podem ser enontrados maiores detalhes sobre o álulo de uma âmara de ombustão de motor foguete 31 Cálulo dos Parâmetros Termodinâmios Preliminarmente são arbitradas a pressão de trabalho e a razão de mistura para o par de propelentes esolhidos, para em seguida serem estimadas as propriedades termodinâmias, tais omo temperatura de ombustão, veloidade araterístia, et No presente trabalho, utilizou-se o algoritmo desenvolvido por Gordon & MBride (1976) para álulo das propriedades termodinâmias A Fig (3) mostra um resultado típio alulado tanto para a veloidade dos gases (C*) omo para a temperatura de ombustão (T h )variando-se a razão de mistura para o par de propelentes oxigênio e metano gasosos 3

4 Th C* Cstar Razão de mistura O/F Figura 3 Gráfio om os resultados alulados para veloidade dos gases (C*, m/s) e para a temperatura de ombustão (Th, K) variando-se a razão de mistura O/F para o par de propelentes oxigênio e metano gasosos 32 Dimensionamento da Câmara A geometria da âmara de ombustão pode ser ompletamente determinada sem a neessidade de se onheer a vazão mássia através dela De aordo om Kessaev (1997), o empuxo F é desrito pela expressão: * F = m C φ C f, (1) * onde m é a vazão mássia dos produtos da ombustão, C é a veloidade araterístia dos gases de ombustão, C f é o oefiiente de empuxo e φ é a efiiênia de âmara de ombustão Das relações termodinâmias para esoamento isentrópio, obtém-se a relação (Huzel & Huang, 1992): m C * = P Ar, (2) onde P é a pressão de âmara e A r é a área da seção rítia Pela ombinação das equações aima, deduz-se a expressão para o álulo da área da seção rítia A r, garganta, que é dada por: F Ar = P φ C f, (3) sendo o diâmetro da seção rítia D r alulado por Dr A = 4 r (4) π Como regra geral, C f é tomado do álulo de parâmetros termodinâmios Contudo, φ é arbitrada om base em dados estatístios O omprimento araterístio L h (razão entre o volume V e a área da seção rítia A r ) e omprimento aparente L ap (razão entre o volume da âmara de ombustão V e a área da seção da âmara de ombustão A ) são usados para se determinar a razão A entre a área da seção da âmara de ombustão A e a área da seção rítia A r Pode-se, então, determinar a área da seção da âmara de ombustão A através da expressão: A = A Ar, (5) sendo o diâmetro da âmara de ombustão alulado por: A D = 4 (6) π 4

5 O volume da âmara de ombustão V, usado anteriormente na definição dos parâmetros estatístios, inlui o volume V ontido no interior do onvergente, de forma que, para se alular o omprimento da âmara de ombustão L (parte ilíndria) é neessário subtrair-se esta parela de volume, resultando em V V L = (7) A Utilizando-se destas relações, hegou-se a uma âmara om as seguintes dimensões gerais: Comprimento total da âmara 65 mm; Diâmetro da âmara (D ) 18 mm; Diâmetro da garganta (D r ) 4 mm; 4 Resultados Experimentais e Disussão Com o objetivo de se fazer os ajustes neessários e verifiar a efiiênia do equipamento, foi realizada uma série de ensaios tanto a frio omo a quente om o protótipo Os resultados são disutidos a seguir 41 Ensaios a frio O objetivo desta etapa de ensaios foi a determinação do oefiiente de desarga (Cd) das plaas de orifíio das linhas de oxigênio e metano do maçario de orte Foi utilizando nitrogênio gasoso omo fluido de trabalho A determinação orreta de Cd permite o emprego da plaa de orifíio na medição da vazão mássia de um determinado gás, a partir da pressão e da temperatura de estagnação medidas numa região anterior ao orifíio Tendo omo base as leis de onservação de massa e de energia as equações abaixo são válidas supondo-se um fluxo sônio, quando a pressão antes da plaa de orifíio é no mínimo duas vezes maior que a pressão após o orifíio Assim sendo, a equação teória que demonstra o omportamento da vazão mássia é obtida a partir de: p A m o = C* (8) Onde: m vazão mássia de gás (kg/s); p 0 pressão de estagnação do gás antes do orifíio (Pa); A área rítia do orifíio (m); C* é veloidade araterístia dos gases de exaustão (m/s) Utilizando-se da expressão da veloidade araterístia dos gases (Huzel & Huang, 1992) e para o aso espeifio do nitrogênio tem-se que: 0, p0 A m = (9) T 0 Onde T 0 é a temperatura de estagnação do gás antes do orifíio (K) Portando, para determinação do fluxo mássio de um gás numa tubulação ontendo uma plaa de orifíio, basta onheer a temperatura e a pressão de estagnação em um ponto antes da mesma, supondo que o fluxo mássio no orifíio seja sônio No entanto, existem perdas de energia devido aos vórties na entrada e saída da plaa de orifíio e devido ao atrito dos gases om a parede do orifíio Outro fator determinante que influenia na vazão mássia é a geometria do orifíio Portanto, esta equação deve ser orrigida através do oefiiente de desarga, determinado experimentalmente Com o valor de oefiiente de desarga e a partir da equação anterior, obtém-se: 0, p0 A m = Cd T 0 (10) Para a determinação experimental do oefiiente de desarga, uma série de testes foi realizada Estes testes onsistiram na medição de uma determinada massa de nitrogênio que passava pelos orifíios alibrados, durante um período e pressão pré-estabeleidos Durante este período foram registradas as pressões de estagnação do gás no interior do reservatório e no interior de um pulmão, bem omo a temperatura da parede do reservatório e a temperatura de estagnação do gás no interior do pulmão Antes e após ada teste mediu-se a massa do reservatório utilizando-se uma balança de preisão Determinou-se a massa de gás onsumida através da diferença entre a massa iniial e a massa final do reservatório, desontando-se a massa de gás ontida no interior das tubulações e demais avidades do iruito (por exemplo avidades de válvulas, reguladores e pulmão ) A vazão mássia experimental é a razão entre a massa medida e o tempo de teste Sendo que o Cd é dado pela razão entre a vazão mássia experimental e a alulada pela Eq (11): 5

6 m Cd = t m Onde: m massa medida menos as perdas no iruito (g); t tempo do teste (s) (11) A Fig (4) traz um exemplo do omportamento do oefiiente de desarga em função da pressão para uma dada plaa de orifíio Cd Pressão (*10^5 Pa) Figura 4 Comportamento do oefiiente de desarga em função da pressão 42 Ensaios a quente sem orte Conluída a fase de ensaios a frio, passou-se à realização dos ensaios a quente O maçario foi montado em um bano de testes e as pressões de âmara e nas linhas de alimentação de propelentes foram monitoradas utilizando-se um sistema ontrolador e de aquisição de dados, onforme mostrado na Fig (2) O objetivo destes testes foi verifiar e otimizar o omportamento do maçario em ondições reais de funionamento Para tanto, variou-se as pressões nas linhas de ombustível e oxidante onseguindo assim, a regulagem da vazão mássia de propelentes e da razão de mistura A variação destes parâmetros permitiu variar a pressão de âmara, a temperatura de ombustão (T h ), a veloidade dos gases (C*), et ou seja, todas as variáveis que influeniam na efiiênia do orte Um exemplo dos resultados obtidos pelo sistema de aquisição de dados é mostrado na Fig (5) Figura 5 Resultado típio de um teste a quente 6

7 Na Fig (5) tem-se que: Canal 1 (preto): sinal da válvula solenóide na linha do oxigênio Canal 2 (vermelho): sinal da válvula solenóide na linha do metano Canal 3 (verde): sinal do sistema de ignição Canal 4 (amarelo): pressão de alimentação na linha do oxigênio Canal 5 (azul): pressão de alimentação na linha do metano Canal 6 (púrpura): pressão de âmara Com base nestes resultados foi possível onstruir gráfios que omparam os valores teórios e os resultados medidos experimentalmente A Fig(6) mostra estes resultados para a veloidade dos gases (C*) em função da razão de mistura C* (m/s) C*(theor) C*(real) Razão de mistura O/F Figura 6 Veloidade experimental dos gases, C*(real), e teória, C*(theor), em função da razão de mistura 43 Ensaios a quente om orte Para verifiar a viabilidade do equipamento, foram realizados ensaios a quente om o orte de diversos tipos de materiais om diferentes espessuras, tal omo mostrado na Tab (1) Para ada material e/ou espessura diferente, três amostras om dimensões idêntias, 100 mm 200 mm, foram ortadas e os tempos neessários para efetuar a separação ompleta das amostras foram medidos A média dos três valores de veloidade de orte para ada material e/ou espessura, foi omparada aos resultados obtidos, nas mesmas ondições (inlusive amostras) e om o mesmo operador, para o maçario de orte oxiaetilênio Tais resultados estão apresentados na Tab (1), Tabela 1 Medidas da veloidade de orte em diversos materiais Material Espessura das amostras, mm Veloidade orte protótipo, mm/s Veloidade orte oxiaetilênio, mm/s Alumínio ,45 1,65 Alumínio ,29 6,62 Alumínio ,16 NÃO CORTOU Latão 2 1,17 1,79 Aço 300 M 3 4,61 4,50 A Fig (6) e a Fig(7) mostram o orte em alumínio e aço, respetivamente, utilizando o protótipo de maçario desenvolvido om a tenologia de propulsão líquida 7

8 Figura 6 Corte de alumínio utilizando o protótipo de maçario baseado na tenologia de propulsão líquida Figura 7 Corte de aço utilizando o protótipo de maçario baseado na tenologia de propulsão líquida 5 Conlusões O maçario de orte baseado na tenologia de propulsão líquida apresentou veloidades de orte muito superiores aos do orte om maçario oxiaetilênio (sendo no aso do Alumínio 5052 até seis vezes mais rápido) om exeção do latão, tal omo apresentado na Tab (1) Além disso, onstatou-se que para o Alumínio 2024 não foi possível realizar o orte om oxiaetilênio, enquanto que o protótipo desenvolvido obteve pleno suesso Considerando que o orte foi feito manualmente e que o bio de orte (nº 12 da White Martins) utilizado no maçario oxiaetilênio está entre os mais apazes de efetuar tais separações e, além disso, que o operador, experiente profissional da área, está muito mais habituado a manusear este equipamento, pode-se afirmar que o maçario de orte baseado na tenologia de propulsão líquida onseguiu demonstrar um grande potenial para ortar metais, prinipalmente alumínio Portanto, os testes iniiais mostraram que o protótipo do maçario de orte baseado em tenologia de MFPL é viável e apresenta uma série de vantagens em relação aos equipamentos tradiionais de orte, tais omo: maior veloidade de orte e em maiores espessuras, omparando-se om o sistema oxiaetilênio, mais simples e de menor usto, omparando-se om o orte por plasma No entanto, o equipamento requer algumas adaptações para e ontinuação dos testes para que se possa explorar todas a sua potenialidade 8

9 7 Referênias Almeida, D S, Shimote, W K, Niwa, M, 1999, Seletion of Materials for Combustion Chamber of Liquid Roket Engine, 15th Brazilian Congress of Mehanial Engineering, Águas de Lindóia Gordon, S & MBride, B J, 1976, Computer Program for Calulation of Complex Chemial Equilibrium Compositions, Roket Performane, Inident and Refleted Shoks and Chapman-Jouguet Detonations, NASA SP-273, Washington Huzel, D K & Huang D H, 1992, Modern Engineering for Design of Liquid Propellant Roket Engines, Washington, AIAA (Progress in Aeronautis and Astronautis), Vol 147, pp 4-17 Kessaev, K, 1997, Theory and Calulation of Liquid Propellant Engines, In: Fundamental Course of Engine Design, CTA/IAE, São José dos Campos, pp Metals Handbook, 1973, Volume 6, Ninth Edition Niwa, M & Yoshino, T, 1997, Liquid propulsion in Brazil, 14th Brazilian Congress of Mehanial Engineering Santana Jr A & Góes, L C S, 2000, Design and Dynami Charateristis of a Liquid-Propellant Thrust Chamber, Proeedings of the National Conferene on Mehanial Engineering, CONEM 2000, Natal Souza, JR P & Almeida, D S, 2001, Determinação do Coefiiente de Desarga de Plaas de Orifíio, Relatório Ténio CTA/IAE, São José dos Campos Welding Handbook, 1978, Volume 2, Seventh Edition DESIGN OF A THERMAL CUTTING DEVICE BASED ON LIQUID PROUPULSION TECHNOLOGY Daniel Soares Almeida Aerospae Tehnial Center Aeronautis and Spae Institute dsa62@yahooom Avandelino Santana Junior Aerospae Tehnial Center Aeronautis and Spae Institute santanajr@iaetabr Mário Niwa Aerospae Tehnial Center Aeronautis and Spae Institute niwa@iaetabr Khoze Kessaev Aerospae Tehnial Center Aeronautis and Spae Institute kessaev@iaetabr Abstrat This paper presents a desription of development phases of a utting devie prototype using the knowledge of liquid roket engine tehnology, as well as the main harateristis of operation and the resuts during the old tests and the hot tests, it means without and witht flame, respetively, inluding the test where several piees were ut The main aim of suh a prototype was to verify the possibility to use the hot gases, generated by means of propellants burning inside a ombustion hamber of a liquid roket engine, to perform ut of materials Keywords Cutting devie, liquid propulsion, roket engine 9