Dissertação
{pt_PT=Aerothermodynamic Properties of an Upper Stage Rocket Equipped with Control Surfaces} {} EVALUATED
{pt=Os mais recentes desenvolvimentos na indústria aeroespacial apontam para uma emergente necessidade na reutilização de foguetões na sua totalidade. Apesar de empresas como a SpaceX, Blue Origin e Rocket Lab já terem demonstrado as suas capacidades ou intenções no reaproveitamento de primeiros andares, a maior dificuldade assenta na recuperação controlada de andares superiores a velocidades orbitais. Este trabalho tem como objetivo estudar a reentrada de um andar superior de um foguetão equipado com superfícies de controlo através de simulações em CFD, com recurso ao código SPARK, desenvolvido e mantido no Instituto de Plasmas e Fusão Nuclear. A velocidade considerada para a simulação numérica foi 7.6 km/s, a uma altitude de 60 km. Os coeficientes aerodinâmicos e fluxos de calor foram calculados para esse ponto da trajetória e para duas geometrias do nariz do veículo diferentes (uma esférica e outra elíptica), com o objetivo de determinar a eficiência das superfícies de controlo a diferentes ângulos (10º, 20º e 30º) e o sistema de proteção térmica adequado. Os dois modelos de transporte utilizados (Wilke e Gupta-Yos/CCS) mostraram concordância na camada de choque. Uma análise mais complexa foi efetuada tendo em conta o modelo de duas temperaturas proposto por Park no caso de desequilíbrio térmico. Este desequilíbrio mostrou-se claramente visível na zona da onda de choque, alcançando o equilíbrio térmico na zona da camada limite. As duas geometrias apresentaram uma boa semelhança aerodinâmica. As configurações e ângulos de deflexão em estudo resultaram numa máxima eficiência aerodinâmica para a geometria esférica de 0.19. , en=The most recent developments in the aerospace industry have made it clear that there is an emergent need to reuse every part of a launch vehicle. Although companies such as SpaceX, Blue Origin and Rocket Lab have already demonstrated their intentions to retrieve first stages, the controlled recovery of upper stages travelling at orbital speed is still a difficult task. This work aimed to study the reentry of an upper stage rocket equipped with control surfaces by using the CFD SPARK code, developed and maintained at IPFN. The reentry velocity considered for the simulation was 7.6 km/s at an altitude of 60 km and two different geometries for the nose region thermal protection system were examined (one spherical and one highly elliptical). Aimed at determining the efficiency of the control surfaces and the most suitable thermal protection system, the aerodynamic coefficients and convective heat fluxes were computed, respectively, at that point of the trajectory for the two nose geometries, three flap deflection angles (10º, 20º and 30º) and four flap configurations. The two transport models considered (Wilke and Gupta-Yos/CCS) showed a good agreement within the shock-layer. Park's two-temperature model for thermal non-equilibrium was also analysed. The non-equilibrium state was particularly visible in the shock-wave region, whereas in the boundary layer, an almost perfect agreement exists between the two temperatures. The two geometries presented good aerodynamic similarity with the highest aerodynamic efficiency found for the spherical nose geometry with a value of 0.19. }
novembro 22, 2019, 17:0
Publicação
Obra sujeita a Direitos de Autor
Orientação
ORIENTADOR
Mário António Prazeres Lino da Silva
Departamento de Física (DF)
Professor Auxiliar Convidado
