For studies of hypersonic flows and supersonic combustion in ground test facilities, three devices can be used as ram accelerators, shock tunnels and supersonic combustor test benches. These devices can reproduce, on the ground, similar conditions to those in real flight at a certain altitude and speed. In the case of the supersonic combustor test bench (SCTB), it simulates the same flow conditions inside the combustor of a scramjet. The SCTB consists basically of a combustion chamber or vitiated air generator unit, where the air is heated, and a nozzle, where the air is accelerated to the desired test speed. The supersonic combustor to be tested is directly coupled to the nozzle exit of the SCTB. Ultimately, it was necessary to use a transition piece to connect the nozzle to the combustor to be tested, because the nozzle exit has a circular section and the combustor entrance has a rectangular one. This work aims to present the process of characterizing the cold flow along the SCTB of the Institute for Advanced Studies (IEAv) using the schlieren technique. The interference of the transition piece in obtaining the required flow conditions at the exit of the SCTB or the entrance of the combustor was mainly evaluated.
This project aims to develop the ignition, control and data acquisition system of the supersonic combustion test bench (BTCS) existing in the Instituto de Estudos Avançados (IEAv), which was designed flows with Mach numbers from 2 to 3, considering the flow and the pressure provided by the current gas supply line. For this, the necessary conditions of the feed gases must be analyzed to obtain the flow of tests, at the exit of the bench, with the desired Mach numbers, so these test conditions, at the exit of the bench, can be simply controlled by the manipulation of the feed gas flows, at its entrance. RESUMOEste projeto tem como objetivo o desenvolvimento do sistema de ignição, controle e aquisição de dados da bancada de testes de combustores supersônicos (BTCS) do Instituto de Estudos Avançados (IEAv), a qual foi projetada para gerar escoamentos com números de Mach de 2 a 3, considerando a vazão e a pressão fornecidas atualmente pela linha de alimentação de gases da bancada. Para isso, deverão ser analisadas as condições necessárias dos gases de alimentação para obtenção do escoamento de testes com os números de Mach desejados, na saída da bancada, para que essas condições de testes, possam ser controladas simplesmente pela manipulação das vazões dos gases de alimentação, na sua entrada.Palavras-chave: Equipamentos de ensaios em solo, Scramjet, Escoamento supersônico.
Os equipamentos de ensaio em solo são utilizados como ferramentas para a obtenção de dados representativos de um voo real. Atualmente o IEAv possui uma versão Piloto de uma Bancada de Testes de Combustores Supersônicos (BTCS), que está sendo utilizado para os estudos de escoamentos supersônicos e estudos de combustão supersônica, e também para obtenção de dados que ajudarão na montagem da BTCS definitiva. A BTCS Piloto é formada basicamente de uma câmara de combustão que tem como finalidade aquecer o escoamento, acoplado a um bocal supersônico, para acelerar o mesmo até as condições de ensaio. Este trabalho tem como objetivo o desenvolvimento de bocais, para serem utilizados na BTCS piloto, visando a obtenção de números da Mach entre 2 e 3, adaptados à vazão e à pressão fornecida atualmente pela linha de alimentação de gases da bancada.
Túneis de Choque são dispositivos capazes de gerar escoamentos de altas temperaturas e velocidades supersônicas, simulando as condições reais de escoamento na entrada de um combustor de motor Scramjet, viabilizando o estudo de combustão supersônica. Neste trabalho, são realizados ensaios aerotermodinâmicos e de combustão supersônica utilizando um Túnel de Choque, de modo a reproduzir as condições de escoamento na entrada de um combustor de motor Scramjet. O arranjo experimental consistiu na utilização do Túnel de Choque, um dispositivo com uma seção de alta pressão (Driver) e uma seção de baixa pressão (Driven), separadas entre si por um diafragma. Ao ser rompido o diafragma, ocorre a propagação do escoamento, o qual é acelerado a velocidades supersônicas através de um bocal bidimensional conectado à câmara de combustão supersônica. A metodologia adotada possibilitou a análise do escoamento no interior da câmara de combustão supersônica do motor Scramjet, gerando escoamentos de M=2.7.
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