Esta dissertação aborda o processo de desenvolvimento de um motor de foguete de propelentes líquidos com utilização de bombas elétricas, destinado a ser integrado num foguete sonda. É desenvolvida uma ferramenta de simulação de voo que permite comparar a solução desenvolvida com uma solução atualmente utilizada. Posteriormente, é descrita a metodologia para obtenção dos principais componentes do grupo propulsor, nomeadamente a câmara de propulsão, o nozzle, o sistema de refrigeração, e é analisada a transferência de calor. É ainda dimensionado todo o sistema de alimentação de combustível, que consiste em duas bombas centrífugas, motores elétricos, inversores, baterias e tanques de fluidos. A massa de todos os componentes é calculada de forma a comparar a solução desenvolvida com a solução de referência. Por fim, é feita uma otimização dos vários parâmetros do motor de forma a maximizar a altitude atingida por um determinado foguete em cenário de voo. Ao longo da dissertação são descritas, em detalhe, todas as equações dos modelos numéricos implementados em MATLAB, que são utilizados para analisar e comparar diferentes parâmetros do motor, com o objetivo de encontrar o melhor projeto e otimizar a performance do motor. No que diz respeito ao sistema de alimentação de propelentes o trabalho foca-se principalmente na análise de caudais e perdas de carga que terão de ser respetivamente, garantidos e suplantados pelas bombas elétricas.

The present work addresses the development process of a liquid propellant rocket engine using electrically driven pumps, intended to be integrated into a sounding rocket. A flight simulation tool is developed to compare the developed solution with a pressure-fed engine. Subsequently, the methodology for obtaining the main components of the propulsion group is described, namely the combustion chamber, the nozzle, the cooling system, and heat transfer analysis is also conducted. The entire fuel supply system, which consists of two centrifugal pumps, motors, inverters, batteries, and fluid tanks, is also designed. The mass of all components is calculated to compare the developed solution with the reference solution. Finally, optimization of various engine parameters is carried out to maximize the altitude reached by a given rocket in a flight scenario. Throughout the dissertation, all the equations in the numerical models implemented in MATLAB are described in detail. These models are used to analyze and compare different engine parameters, with the objective of finding the best design and optimizing engine performance. The propellant supply system design mainly focuses on the analysis of flow rates and pressure drops which must be respectively managed and surpassed by the electric pumps.

Mestrado em Engenharia Mecânica