Oblique detonation wave engine

Abstract

Nos últimos anos a indústria espacial e da aviação tem procurado soluções para resolver os principais problemas, principalmente ao nível dos motores utilizados. Alguns desses problemas estão ligados ao peso da aeronave e ao impulso específico para elevados números de Mach. A hypersonic airbreathing propulsion oferece diferentes soluções para este tipo de problemas nomeadamente a diminuição do peso, uma vez que não necessita de transportar no interior da aeronave o oxidante usado na combustão para além de também oferecer um impulso específico superior para elevados número de Mach. O principal tipo de motor utilizado deste tipo de propulsão foi durante muitos anos, e ainda o é, o scramjet embora cada vez mais sejam realizados estudos procuram descobrir novos tipos de configurações, que apresentem melhor desempenho, surgindo então os motores de detonação oblíqua. Esta dissertação, apresenta o desenvolvimento de um código, que procura calcular e comparar a performance dos motores scramjet com motor de detonação obliqua. Para efetuar essa comparação, é utilizada uma configuração de área variável para o caso do motor scramjet, ao contrário do que é mais comum, área constante. A comparação entre a área variável e a área constante permitirá perceber se o motor de detonação obliqua apresenta vantagens a nível de performance, sobre as configurações de scramjet apresentadas. O estudo será efetuado através da análise dos diversos sistemas de um motor, nomeadamente a admissão e consequente compressão do ar, a combustão e finalmente a respetiva expansão, sendo também definidos parâmetros que procuram definir as condições de operação deste mesmo motor, principalmente a altitude de operação e o número de Mach.

In recent years, the space and aviation industry has been looking for solutions to solve the main problems, especially in terms of the engines used. Some of these problems are linked to the weight of the aircraft and the specific thrust for high Mach numbers. Hypersonic airbreathing propulsion offers different solutions to this type of problem, namely weight reduction, since it does not need to carry the oxidizer used in combustion inside the aircraft, in addition to also offering a higher specific impulse dust high Mach number. The main type of engine used in this type of propulsion was for many years, and still is, the scramjet, although more and more studies are being carried out to discover new types of configurations, which present better performance, then the ODWE (Oblique Detonation Wave Engine) emerged. This dissertation presents the development of a code, which seeks to calculate and compare the performance of scramjet engines with oblique detonation engines. To make this comparison, a variable area configuration will be used for the case of the scramjet engine, as opposed to what is more common, constant area. The comparison between the variable area and the constant area will allow us to understand if the oblique blasting engine has performance advantages over the scramjet configurations presented. The study will be carried out through the analysis of the various systems of an engine, namely the intake and consequent compression of the air, the combustion and finally the respective expansion, and defined parameters that seek to define the operating conditions of this same engine, mainly the operating altitude and the number of Mach.