Tese (doutorado) - Universidade de São Paulo, Escola de Engenharia de São Carlos, São Carlos, 2017. / Made available in DSpace on 2017-08-28T16:30:32Z (GMT). No. of bitstreams: 1 349228.pdf: 38934019 bytes, checksum: db1ea4c99fe5006b7b19038f6d39596b (MD5) Previous issue date: 2016 / Desde a última década, as autoridades aeronáuticas dos países membros da ICAO vem, gradativamente, aumentando as restrições nos níveis de ruído externo de aeronaves, principalmente nas proximidades dos aeroportos. Por isso os novos motores aeronáuticos precisam ter projetos mais silenciosos, tornando as técnicas de predição de ruído de motores cada vez mais importantes. Diferente das técnicas semi-analíticas, que vêm evoluindo nas últimas décadas, as técnicas semiempíricas possuem suas bases lastreadas em técnicas e dados que remontam à década de 70, como as desenvolvidas no projeto ANOPP. Uma bancada de estudos aeroacústicos para um conjunto rotor/estator foi construída no departamento de Engenharia Aeronáutica da Escola de Engenharia de São Carlos, permitindo desenvolver uma metodologia capaz de gerar uma técnica semi-empírica utilizando métodos e dados novos. Tal bancada é capaz de variar a rotação, o espaçamento rotor/estator e controlar a vazão mássica, resultando em 71 configurações avaliadas. Para isso, uma antena de parede com 14 microfones foi usada. O espectro do ruído de banda larga é modelado como um ruído rosa e o ruído tonal é modelado por um comportamento exponencial, resultando em 5 parâmetros: nível do ruído, decaimento linear e fator de forma da banda larga, nível do primeiro tonal e o decaimento exponencial de seus harmônicos. Uma regressão superficial Kriging é utilizada para aproximar os 5 parâmetros utilizando as variáveis do experimento e o estudo mostrou que Mach Tip e RSS são as principais variáveis que definem o ruído, assim como utilizado pelo projeto ANOPP. Assim, um modelo de previsão é definido para o conjunto rotor/estator estudado na bancada, o que permite prever o espectro em condições não ensaiadas. A análise do modelo resultou em uma ferramenta de interpretação dos resultados. Ao modelo são aplicadas 3 técnicas de validação cruzada: leave one out, monte carlo e repeated k-folds e mostrou que o modelo desenvolvido possui um erro médio, do nível do ruído total do espectro, de 2.35 dBs e desvio padrão de 0.91.<br> / Abstract : Since the last decade, the countries members of ICAO, via its aeronautical authorities, has been gradually increasing the restrictions on external aircraft noise levels, especially in the vicinity of airports. Because that, the new aero-engines need quieter designs, so noise prediction techniques for aero-engines are getting even more important. Semi-analytical techniques have undergone a major evolution since the 70th until nowadays, but semi-empirical techniques still have their bases pegged in techniques and data defined on the 70th, developed in the ANOPP project. An Aeroacoustics Fan Rig to investigate a Rotor/Stator assembly was developed at Aeronautical Engineering Department of São Carlos School of Engineering, allowing the development of a methodology capable of defining a semi-empirical technique based on new data and methods. Such rig is able to vary the rotation, the rotor/stator spacing and mass flow rate, resulting in a set of 71 configurations tested. To measure the noise, a microphone wall antenna with 14 sensors were used. The broadband noise was modeled by a pink noise and the tonal with exponential behavior, resulting in 5 parameters: broadband noise level, decay and form factor and the level and decay of tonal noise. A superficial kriging regression were used to approach the parameters using the experimental variables and the investigation has shown that Mach Tip and RSS are the most important variables that defines the noise, as well on ANOPP. A prediction model for the rotor/stator noise are defined with the 5 approximation of the parameters, that allow to predict the spectra at operations points not measured. The model analyses of the model resulted on a tool for results interpretation. Tree different cross validation techniques are applied to model: leave ou out, Monte Carlo and repeated k-folds. That analysis shows that the model developed has average error of 2.35 dBs and standard deviation of 0.91 for the spectrum level predicted.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2015. / Made available in DSpace on 2015-11-24T03:07:05Z (GMT). No. of bitstreams: 1 336113.pdf: 16705169 bytes, checksum: f6ee8aae0e4b83a4a79512d0fc7d23c8 (MD5) Previous issue date: 2015 / Nas últimas décadas, o incremento do número de voos comerciais tem gerado um aumento nos níveis de ruído nas zonas próximas aos aeroportos, e um consequente endurecimento da legislação específica. A avaliação do ruído gerado por uma aeronave é normalmente realizada considerando três condições de voo: uma para pouso e duas para decolagem. Estudos realizados mostram que nas três condições de voo o fan é uma das fontes mais importantes no ruído emitido pelo avião. A análise deste tipo de ruído requer bancadas experimentais onerosas, portanto, o uso de ferramentas computacionais para simulação aeroacústica (CAA, Computational Aeroacoustics) aparece como alternativa. Existem diferentes abordagens numéricas implementadas em códigos de simulação CAA. As mais utilizadas são: o método dos elementos de contorno (BEM), o método dos elementos finitos (FEM) e aqueles que resolvem as Equações de Euler na forma completa ou linearizada. Cada abordagem é aplicada dependendo do tipo de escoamento que vai ser considerado na simulação e da localização do estudo. Em geral, os problemas envolvendo a radiação sonora através da entrada do motor são abordados considerando escoamento uniforme e não-uniforme irrotacional, e no caso da saída é usado escoamento rotacional devido à turbulência gerada pelo jato. Este trabalho tem por objetivo a implementação de diferentes abordagens para a simulação do ruído de fan, a avaliação de diferentes modelos de escoamento e a análise de diferentes configurações de tratamentos acústicos aplicados ao motor. Por tanto, foi usado o software comercial de simulação aero-acústica ACTRAN/TM, e os modelos validados com dados experimentais e simulados disponíveis na literatura para geometrias 2D axisimétricas. Uma das tecnologias usadas para diminuir o ruído radiado pelo fan são revestimentos acústicos (liners). Estes são estruturas de tipo honeycomb que são colocados no interior da carenagem do motor conhecida como nacele. No entanto, reparos feitos no interior da nacele (remendos), ou a presença de sensores para obter dados de voo geram descontinuidades que afetam a atenuação do liner. As junções dos liners no interior da nacele também são consideradas como descontinuidades. Neste trabalho os efeitos destas descontinuidades foram avaliados mediante um estudo paramétrico usando uma geometria 3D. Diferentes geometrias foram consideradas estabelecendo que descontinuidades de largura maior e comprimento menor são as que menor impacto tem na atenuação conseguida com o liner. Também os efeitos de vários remendos com razões de aspecto fixas foram simulados, concluindo que podem gerar um aumento no nível de potencia radiada equivalente a uma junção.<br> / Abstract : Civil aviation growth seen the last decades has caused a significant incremente in noise levels around airports, and a consequent tighter in the specific legislation. Aircraft noise evaluation is done considering three flight conditions: one for approach and two for takeoff. Studies established that the fan is an important source of aircraft noise. The analysis of this type of noise need expensive RIG installations, therefore, computational aeroacoustics simulation tools (CAA) appears as an alternative. There are different numerical approaches implemented in numerical codes for CAA. The most used are: the Boundary Element Method (BEM), the Finite Element Method (FEM) and others, which resolve the full or linearized Euler equations. Each approach is applied depending on the type of flow that is going to be considered during the simulation or problem localization. Generally, nacelle intake problems are generally evaluated with uniform and nonuniform irrotational flow. Rotational flow approach is used on nacelle exit because of the turbulence created by the jet. The main purpose of this document, is to implement different approaches in forward fan noise simulation, the evaluation of different flow models and the analysis of different liner configurations applied to the nacelle. Therefore, the comercial code ACTRAN/TM was used and the models were validated with experimental and numerical data available in the literature, for 2D axisymmetric geometries. In order to attenuate the fan noise, liners are located inside the nacelle. Liner are honeycomb structures that are located inside the nacelle duct. However, liner repairs or flight sensors generate discontinuities, which affect liner atenuation. Liner splices inside the nacelle are also considered as discontinuities. In this document discontinuity effects are evaluated by means of a parametric study, in a full 3D geometry. Different aspect ratios were analyzed concluding that discontinuities with greater width and shorter length, have less impact on liner noise attenuation. Also the effects of various patches with fixed aspect ratio were simulated, concluding that this configuration can generate an increase in the radiated power level, equivalent to one splice.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2016. / Made available in DSpace on 2016-09-20T05:02:57Z (GMT). No. of bitstreams: 1 341773.pdf: 8277487 bytes, checksum: b8834bf2f009f6fadafa18a2674471fc (MD5) Previous issue date: 2016 / O incômodo causado pelo ruído aeronáutico ganhou destaque devido ao número de voos executados diariamente e proximidades das zonas aeroportuárias com as cidades. A fiscalização deste ruído, iniciada por reclamações de comunidades lindeiras, veio por meio de leis e certificações que podem causar entraves na operação dos aeroportos ou na concepção de uma aeronave. O ruído de jato tem parcela significativa nos níveis de pressão sonora oriundos dos motores aeronáuticos. Este vem sendo estudado para que se proponha medidas mitigadoras e se entenda seus mecanismos de geração. Uma forma de reduzir o custo dos estudos, diminuindo o número de ensaios com motores reais, e tendo maior controle das variáveis é realizar testes por meio de modelos de escala reduzida. Esses modelos podem ser feitos em laboratório, através de bancadas experimentais, que são constituídas basicamente de uma linha de ar comprimido com exaustão em ambiente anecóico. As bancadas de ruído de jato precisam ser validadas para que testes posteriores possam ser realizados com confiança. Para tanto, verifica-se se o ruído gerado com bocais padronizados está de acordo com os padrões característicos descritos na literatura. O presente trabalho se concentra em validar acusticamente a bancada de ruído de jato do LVA (Laboratório de Vibrações e Acústica - UFSC) através das comparações dos dados medidos com dados experimentais divulgados, predições analíticas de ruído e seus padrões. Anteriormente à etapa de comparação de dados avaliou-se parâmetros relevantes que poderiam vir a modificar as tendências esperadas, tais como: sistema de aquisição, posicionamento dos microfones e ruído de fundo devido ao maquinário. Essa primeira avaliação delimitou uma faixa de frequência e posição para realização das medidas e com base nestas iniciou-se o processo de validação. A medida que a bancada foi sendo validada um estudo comitativo do ruído de jato para um bocal circular liso foi realizado e, posteriormente, comparado a um bocal de nova geometria serrilhada. Realizou-se também uma estimativa do erro das medições, bem como uma análise da repetitividade dos dados. Os resultados apontam que a bancada de ruído de jato do LVA pode ser considerada validada acusticamente, o que significa que os padrões do ruído e níveis captados encontram-se em acordo com dados publicados e tendências esperadas para os bocais testados.<br> / Abstract : The discomfort caused by aircraft noise is highlighted due to increased daily flight numbers and airports location near cities. The supervision of this noise, initiated by complaints from neighboring communities came through laws and certifications that may obstruct the operation of airports or the design of an aircraft. The jet noise has a significant share in the sound pressure levels derived from aircraft engines. This has been studied so that it proposes mitigation measures and to understand their generation mechanisms. One way to reduce the cost ofstudies,thus reducing the number of tests in actual engines, and more control of the variables is to perform testing using small-scale models. These models can be made in a laboratory by means of experimental stands, which are basically made up of a compressed air line with exhaustion in an anechoic environment. The jet noise rig need to be validated so that further tests can be carried out with confidence in the results. Therefore, if the noise generated for standard nozzles are in accordance with the characteristic patterns described in the literature. This work focuses on validating acoustically LVA jet noise counter (Vibration Laboratory and Acoustics - UFSC) through the comparisons of measured data with experimental data disclosed, analytical predictions of noise and its standards. Prior to the data comparison step relevant parameters that could come to modify the expected trends, such as the acquisition system, placement of microphones and background noise due to machinery were evaluated. This first evaluation delimited a range of frequency and position for measurement, and based on these started the validation process. As the rig was being validated comitative one jet noise study for a smooth circular nozzle was carried out and subsequently compared to a new serrated nozzle geometry. It also conducted an estimate of measurement error, and an analysis of the repeatability of the data. The results indicate that LVA jet noise rig can be considered acoustically validated, which says that the standards of noise and increased levels are in agreement with published data and expected trends for the tested nozzles.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2015. / Made available in DSpace on 2015-11-17T03:06:05Z (GMT). No. of bitstreams: 1 335896.pdf: 3607600 bytes, checksum: eb35bf98ba72f6228bbd3656f6a1aacd (MD5) Previous issue date: 2015 / A determinação da impedância acústica de liners utilizados em motores turbofan de aeronaves comerciais é um ponto de interesse da comunidade científica há várias décadas, especialmente na presença de escoamentos tangenciais, condição similar à de operação. Diferentes técnicas foram desenvolvidas para obtenção da impedância de liners. Atualmente, as mais comuns são as técnicas inversas, que consistem em duas etapas: (i) medição do campo acústico em um duto com escoamento e uma amostra de material, e (ii) simulação do campo acústico e aplicação de um processo de otimização para encontrar a impedância que minimiza a diferença entre resultados experimentais e analíticos. Neste trabalho, foram discutidos três métodos: dois métodos inversos, o Método da Matriz de Transferência e o Método do Acoplamento Modal, e um método direto, o Método Prony. Os três métodos foram implementados e validados através de resultados de simulação numérica em Método de Elementos Finitos. Foram avaliados também o custo computacional e a sensibilidade dos métodos à presença de modos de alta ordem no campo acústico medido. Além disso, amostras de materiais típicos foram caracterizadas em uma bancada de testes em velocidades até Mach 0.25 para comparar os resultados dos diferentes métodos. Modelos preditivos semi-empíricos, que utilizam parâmetros geométricos do material para determinar sua impedância, foram também abordados neste trabalho. Alguns destes modelos foram implementados, e seus resultados para amostras disponíveis comparados aos medidos com os métodos citados. Por fim, uma nova técnica de determinação de impedância foi proposta, incorporando um modelo matemático de impedância ao processo de otimização, de forma a reduzir significativamente o número de incógnitas do sistema, estabilizando assim a solução.<br> / Abstract : The problem of determining the acoustic impedance of liners used in turbofan engines of commercial aircraft has been a point of interest for the scientific community for decades, especially in the presence of grazing flows, similar to operational conditions. Different techniques have been developed to determine liner acoustic impedance under grazing flow. The current trends are inverse methods, which consist of two steps: (i) measurement of the acoustic field in a duct with flow and a liner sample, and (ii) modeling of the acoustic field and application of an optimization procedure to find the impedance that minimize the difference between experimental and analytic results. In this work, three techniques were discussed: two indirect methods, the Two-Port Matrix Method and the Mode-Matching Method; and a direct technique, the Straight-Forward Method. The three methods were implemented and validated by means of Finite Element Method numerical simulation results. The computational cost and the sensibility to the presence of higher-order modes were also assessed for each method. Semi-empirical predictive models, which use the geometrical parameters of the materials to determine their impedance, were also discussed in this work. Some of these models were implemented, and their results for available liner samples were compared to those obtained by measurements with the previously cited methods. Lastly, a new technique for impedance determination was proposed, which incorporated a mathematical impedance model to the optimization process as a means to significantly reduce the number of unknowns, therefore stabilizing the solution.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2017. / Made available in DSpace on 2018-01-09T03:20:40Z (GMT). No. of bitstreams: 1 348526.pdf: 3551847 bytes, checksum: e230fe18007e16805c64bbe54b532888 (MD5) Previous issue date: 2017 / Motores turbofan são largamente utilizados em aeronaves comerciais e são uma das principais fontes de ruído. O ruído desse motores pode ser dividido em diferentes componentes, sendo que o ruído proveniente do fan é de grande importância no processo de certificação da aeronave. Este é geralmente dominado pela presença de tons e suas harmônicas, tornando desejável utilizar um tratamento acústico com grande atenuação em uma faixa estreita de frequência. Isto é obtido por meio de liners acústicos, que podem ser interpretados como um arranjo de ressonadores de Helmholtz. Tradicionalmente, os liners são caracterizados por meio de sua impedância acústica. Esta abordagem possui várias vantagens: (i) a impedância acústica pode ser estimada por modelos semi-empíricos de baixo custo; (ii) várias técnicas experimentais são reportadas na literatura para extrair a impedância do liner, como os métodos inversos, diretos e técnicas in situ; (iii) o conceito de impedância ótima para dutos pode ser desenvolvida, e portanto o liner pode ser projetado para alcançar a impedância ótima; (iv) a previsão de atenuação sonora em dutos é baseada na impedância acústica do liner. Estes quatro itens são abordados neste trabalho. Primeiramente, modelos semi-empíricos preditivos de liner são analisados e comparados com resultados experimentais. Os modelos são baseados na soma de diversos efeitos e dão uma ideia de quais afetam a impedância acústica do liner. Na sequência, técnicas experimentais são investigadas. O método clássico de acoplamento modal é modificado para incluir um modelo de impedância, resultando em curvas contínuas. Além disso, efeitos de condição de contorno na edução de impedância são considerados, e alternativas à condição de contorno de Ingard-Myers são implementadas. A diferença entre resultados na impedância quando a fonte sonora está a montante ou a jusante da amostra também é discutida. Em seguida, o conceito de impedância ótima para dutos circulares na ausência e presença de escoamento uniforme é apresentado, assim como aplicações para geometria de motores aeronáuticos turbofan. Finalmente, a previsão de atenuação sonora baseada em escoamento uniforme e cisalhante é comparada. / Abstract : Turbofan aero-engines are largely employed in commercial aircraft and are one of the main sources of noise. Engine noise can be divided into several components, and fan noise plays a major role in the aircraft certification process. It is generally dominated by the presence of a tone and its harmonics, making desirable to use an acoustic treatment with large attenuation at a narrow bandwidth. This is accomplished by means of acoustic liners, which can be seen as an array of Helmholtz resonators. Usually, the liner is characterized by its acoustic impedance. This approach has several advantages: (i) the acoustic impedance can be predicted by low-cost semi-empirical models; (ii) many experimental techniques are reported in the literature to extract the liner impedance, such as inverse methods, straightforward methods and in situ techniques; (iii) the concept of optimal impedance for ducts can be developed, and therefore the liner can be designed to achieve the optimal impedance; (iv) the sound attenuation prediction in ducts is based on the liner acoustic impedance. These four items are covered in this work. Firstly, liner prediction semi-empirical models are analysed and compared to experimental results. The models are based on the sum of several effects and give an insight into what alters the liner acoustic impedance. On the following, the experimental techniques are investigated. The classical mode matching method is modified to include an impedance model, resulting in smooth impedance curves. Also, the effect of boundary conditions in the educed impedance is considered, and alternatives to the Ingard-Myers boundary condition are implemented. The difference between upstream and downstream acoustic source positions in the educed impedance is also discussed. Next, the concept of optimal impedance for circular ducts in the absence and presence of mean flow is presented, as well some applications to turbofan aero-engine geometries. Finally, sound attenuation predictions based on uniform and shear flow are compared.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2007. / Submitted by Raquel Viana (tempestade_b@hotmail.com) on 2009-11-25T18:39:40Z No. of bitstreams: 1 2007_AlexandreGoncalvesFeijoCarvalho.pdf: 3824670 bytes, checksum: 3656e249a2e359a188cab637da07fd3a (MD5) / Approved for entry into archive by Carolina Campos(carolinacamposmaia@gmail.com) on 2010-01-13T18:51:22Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2007_AlexandreGoncalvesFeijoCarvalho.pdf: 3824670 bytes, checksum: 3656e249a2e359a188cab637da07fd3a (MD5) / Made available in DSpace on 2010-01-13T18:51:22Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2007_AlexandreGoncalvesFeijoCarvalho.pdf: 3824670 bytes, checksum: 3656e249a2e359a188cab637da07fd3a (MD5) Previous issue date: 2007-10 / O estudo do ruído gerado por escoamentos em cavidade é de vital importância para o desenvolvimento da indústria aeronáutica no que concerne à diminuição do nível de ruído emitido pelas aeronaves. Seja em compartimentos de trem de pouso, espaços entre junções de placas ou em qualquer outro tipo de cavidade presente na aeronave, os níves de ruídos emitidos nesses locais contribuem significativamente à emissão sonora pela aeronave como um todo. Em vista disso, deve-se em primeiro lugar realizar um estudo para se entender o mecanismo de geração sonora presente tanto no interior como na região externa à cavidade. Para tanto, realizam-se neste trabalho simulações numéricas computacionais do escoamento bidimensional laminar e compressível em cavidades retangulares, cujo foco principal é a análise do ruído gerado, a fim de se detectar as fontes principais, bem como entender as características inerentes aos modos de camada cisalhante, de esteira e de escoamento aberto observados neste trabalho. Os resultados são comparados aos obtidos por Rowley em seu trabalho. As equações da mecânica dos fluidos, em suas formulações completas, são resolvidas numericamente por meio de uma discretização em volumes finitos, cuja metodologia é proposta por Ducros. Esta metodologia é implementada ao código numérico por Bobenrieth e Mendonça, para a resolução do campo aeroacústico. Os regimes de escoamento empregados variam do subsônico, transônico e supersônico, com valores de Mach do escoamento não perturbado entre 0,6 e 1,1. O número de Reynolds utilizado para todos os casos é 3.000 e as cavidades empregadas possuem razões entre comprimento e profundidade de 2 e 4. Os resultados indicam que o campo de vorticidade interno à cavidade, a relação entre comprimento e profundidade da cavidade, bem como a extensão da camada cisalhante sobre a região de abertura da cavidade são um dos principais fatores que ditam a intensidade do campo aeroacústico gerado. _______________________________________________________________________________ ABSTRACT / he study of the noise generated from flows past cavities has been gaining more impor- tance over the years due to more strict rules for aicraft noise reduction. The problem of aircraft noise is so serious in the vicinity of many of the world’s airports that public reaction is mounting to a degree that gives cause for great concern and requires urgent so- lution. Based on this issue, the objectiveof this work is the direct numericalcomputation of the far-field and near-field noises generated by laminar and two-dimensional subsonic, transonic and supersonic flows over rectangular cavities. The compressible Navier-Stokes equations are numerically solved using a finite volume discretization where the fluxes are computed using the skew-symmetric form of Ducros fourth-order numerical scheme while the time marching process is achieved using a third-order Runge-Kutta scheme proposed byShu. Thecavitylengthtodepthratiosforthecasesanalyzedare2and4. TheReynolds number for all the simulations is 3,000 and the Mach number ranges from 0.6 to 1.1. The main goals of this work are the detection of the most relevant sources of noise inside the cavity, and to understand the mechanism that characterizes the shear layer mode, wake mode and the open cavitymode observed in this work. The results are compared to those presented by Rowley et al. [39] in their work. The results show that the vorticity field inside the cavity, the cavity length to depth ratio and the spreading of the shear layer over the cavity mouth are one of the main factors that dictate the intensity of the noise generated by the cavity flow field.

As turbocharging requirements raise to face an increasingly stricter environmental regulation of internal combustion engines, concerns regarding their acoustic emission become more pressing. Since downsized engines require higher boost pressures and lower mass flow rates, the turbocharger compressor is forced to work at more unstable regimes, where flow patterns become more complex and noise levels rise. This thesis aims to thus to investigate these issues, proposing methodologies to characterize the acoustic emission of turbocharger compressors and implementing them in different experiments with a special focus on the link between acoustic emission and flow behaviour at unstable conditions. A literature review is carried out in order to assess the state of the art principally regarding experimental techniques related to this issue but also including the latest developments in terms of understanding the flow characteristics through numerical simulations. Different methodologies are consequently proposed and implemented into a custom test rig inside an anechoic chamber as to experimentally measure and analyze the acoustic output of the compressor. From this measurement campaign a characterization of the noise spectral content across the compressor map is obtained and described, identifying different acoustical phenomena such as blade passing tonal noise, low frequency content associated to deep surge, higher frequency broadband ascribed to tip clearance interaction, and broadband noise in the plane wave range known as whoosh in the literature, of special concern for automotive manufacturers. This particular phenomenon is detected even at more stable conditions at higher flow rate, and rising in level as flow rate is diminished to the point of being masked by lower frequency content. After a validation of the selected procedure in realistic engine conditions, experimental data is compared against a numerical model of the compressor developed in a parallel work to assess its validity and propose different post-processing techniques to extract additional insights about the behaviour of the flow at different conditions, hinting at the main generation mechanism for whoosh being located at the compressor diffuser. Since numerical simulations predict a reduced amount of reversed unstable flow at conditions where whoosh noise is still measured, an experimental campaign is performed where detailed measures of local temperature near the compressor wheel are used to determine the evolution of reversed flow, with supplemental readings through pressure probes in the inducer and diffuser being used to link this evolution with the fluctuation of spectral content. Temperature results are also correlated with measurements of the velocity field through particle imaging, demonstrating a clear link between the reversed flow field and temperature readings. Different experimental campaigns are then described where modifications of the inlet geometry immediately upstream the compressor are performed in order to assess how the air flow presentation can influence acoustic performance. Geometries featuring reservoirs, nozzles and guide vanes are shown to potentially reduce noise levels. A 90º elbow parametric study is performed, demonstrating how the inner radius of the elbow influences circumferential temperature differences and noise levels, leading to the hypothesis of geometry influence on whoosh noise being related to air presentation changes that promote lower or higher growth of reversed backflow, which in turns carries upstream the spectral content being generated in the compressor diffuser. / A medida que los requerimientos de turbocompresión aumentan para afrontar una regulación de los motores de combustión interna cada vez más estricta, la preocupación respecto a su emisión acústica se hace más acuciante. Debido a que motores de menor tamaño requieren mayores aumentos de presión y menores gastos másicos, el compresor del turbogrupo se ve forzado a trabajar en regímenes más inestables, los patrones de flujo se hacen más complejos y los niveles de ruido aumentan. Esta tesis tiene como objetivo investigar estas cuestiones, proponiendo metodologías para caracterizar la emisión acústica de compresores de turbogrupos, e implementándolas en diferentes experimentos enfocados especialmente en la relación entre emisión acústica y comportamiento del flujo en condiciones inestables. Por tanto, se lleva a cabo una revisión bibliográfica para evaluar el estado del arte, especialmente en lo concerniente a técnicas experimentales relacionadas con el problema, pero incluyendo también los últimos desarrollos en términos de comprensión de las características del flujo mediante simulaciones numéricas. Como resultado, diferentes metodologías se proponen e implementan en un banco de ensayo hecho a medida dentro de una cámara anecoica para medir y analizar la producción sonora del compresor. Mediante esta campaña de medida se obtiene y describe una caracterización acústica del contenido espectral del ruido a lo largo del mapa del compresor, identificando diferentes fenómenos sonoros tales como ruido tonal debido al paso de álabe, contenido de baja frecuencia asociado al bombeo profundo, contenido de banda ancha a alta frecuencia atribuido a la interacción del flujo en la holgura de punta de pala y ruido de banda ancha en el rango de onda plana, conocido como whoosh en la literatura y de especial interés para los fabricantes automovilísticos. Este fenómeno en concreto se detecta incluso a condiciones más estables de alto gasto másico, y aumenta de nivel a medida que el gasto disminuye hasta llegar a ser enmascarado por el aumento del contenido de baja frecuencia. Después de validar los procedimientos seleccionados en condiciones realistas de motor, se comparan los datos experimentales con un modelo numérico del compresor desarrollado en un trabajo paralelo a fin de evaluar su validez y proponer diferentes técnicas de postprocesado, con el objetivo de extraer información adicional acerca del comportamiento del flujo en diferentes condiciones, que sugieren que el mecanismo principal de generación de whoosh se encuentra localizado en el difusor del compresor. Se lleva a cabo una campaña experimental en la cual medidas detalladas de temperatura local cerca del rotor se usan para determinar la longitud del flujo inverso, con medidas suplementarias a través de sondas de presión usadas para relacionar esta evolución con la fluctuación de contenido espectral. Los resultados de temperatura se correlacionan también con medidas del campo de velocidad por imágenes de partículas, demostrando una clara relación entre el campo de flujo inverso y las medidas de temperatura. Se describen a continuación diferentes campañas experimentales en las cuales se llevaron a cabo modificaciones de la geometría de entrada inmediatamente aguas arriba del compresor con el fin de evaluar cómo la presentación del flujo puede influenciar el rendimiento acústico. Geometrías incluyendo remansos, toberas y álabes guía demuestran una reducción de los niveles de ruido. Se ha realizado un estudio paramétrico de un codo de 90º, mostrando que el radio del codo influye en la distribución circunferencial de temperatura y los niveles de ruido, llevando a la hipótesis de que la influencia de la geometría en el ruido de whoosh está relacionada con cambios en la presentación del aire que promueven menor o mayor reflujo, que a su vez convecta aguas arriba el contenido espectral generado en el difusor del / A mesura que els requeriments de turbocompressió augmenten a fi d'afrontar una regulació dels motors de combustió interna cada vegada més estricta, la preocupació respecte a la seva emissió acústica es fa més urgent. Com que motors de dimensions més reduïdes requereixen majors augments de pressió i menors cabals màssics, el compressor del turbogrup es veu forçat a treballar a règims més inestables, els patrons de flux es fan més complexos, i els nivells de soroll augmenten. Aquesta tesi té com a objectiu investigar aquestes qüestions, proposant metodologies per a caracteritzar l'emissió acústica de compressors de turbogrups, implementant-les en diferents experiments enfocats especialment a la relació entre emissió acústica i comportament del flux en condicions inestables. Per tant, es duu a terme una revisió bibliogràfica per avaluar l'estat de l'art, especialment pel que fa a tècniques experimentals relacionades amb el problema, però incloent també els últims desenvolupaments en termes de comprensió de les característiques del flux mitjançant simulacions numèriques. Com a resultat, diferents metodologies es proposen i implementen en un banc d'assaig fet a mida dins d'una cambra anecoica per mesurar i analitzar la producció sonora del compressor. Mitjançant aquesta campanya de mesura s'obté i descriu una caracterització acústica del contingut espectral del soroll al llarg del mapa del compressor, identificant diferents fenòmens sonors com ara soroll tonal a causa del pas d'àlep, contingut de baixa freqüència associat al bombeig profund, contingut de banda ampla a alta freqüència atribuït a la interacció del flux en la folgança de punta de pala i soroll de banda ampla en el rang d'ona plana, conegut com a whoosh en la literatura i d'especial interès per als fabricants automobilístics. Aquest fenomen en concret es detecta fins i tot a condicions més estables d'alt cabal màssic, i augmenta de nivell a mesura que el cabal disminueix fins arribar a ser emmascarat per l'augment del contingut de baixa freqüència. Després de validar els procediments seleccionats en condicions realistes de motor, es comparen les dades experimentals amb un model numèric del compressor desenvolupat en un treball paral·lel a fi d'avaluar la seva validesa i proposar diferents tècniques de post-processat, amb l'objectiu d'extraure informació addicional sobre el comportament del flux en diferents condicions, que suggereixen que el mecanisme principal de generació de whoosh es troba localitzat al difusor del compressor. Pel fet que nombroses simulacions prediuen una quantitat reduïda de'inestable flux invers en condicions on el whoosh apareix en les mesures, es duu a terme una campanya experimental en la qual mesures detallades de temperatura local prop del rotor s'utilitzen per a determinar la longitud del flux invers, amb mesures suplementàries mitjançant sondes de pressió emprades per a relacionar aquesta evolució amb la fluctuació de contingut espectral. Els resultats de temperatura es correlacionen també amb mesures del camp de velocitat per imatges de partícules, demostrant una clara relació entre el camp de flux invers i les mesures de temperatura. Es descriuen a continuació diferents campanyes experimentals en les quals es van realitzar modificacions de la geometria d'entrada immediatament aigües dalt del compressor a fi d'avaluar com la presentació del flux pot influenciar el rendiment acústic. Geometries incloent volums, toveres i àleps guia demostren una reducció dels nivells de soroll. S'ha realitzat un estudi paramètric d'un colze de 90º, mostrant que el ràdio del colze influïx en la distribució circumferencial de temperatura i els nivells de soroll, donant suport a la hipòtesi de que la influència de la geometria en el soroll de whoosh està relacionada amb canvis en la presentació de l'aire que promouen menor o major reflux, que aleshores convecta aigües da / García Tíscar, J. (2017). Experiments on turbocharger compressor acoustics [Tesis doctoral]. Editorial Universitat Politècnica de València. https://doi.org/10.4995/Thesis/10251/79552 / TESIS

Este trabalho tem por objetivo principal informatizar as atividades do cálculo do Nível de Ruído Efetivo Percebido ("EPNL"- Effective Perceived Noise Level) do ruído externo de avião. Essa ée uma ferramenta importante que passa a estar disponível no CTA/IFI/CAvC. A metodologia utilizada está totalmente baseada nos itens 4 e 9 e respectivos sub-itens do Anexo 16, Volume I da Organização de Aviação Civil Internacional (OACI ). Os resultados obtidos são satisfatórios, concordando em menos de 0,7 % com os resultados obtidos por firma estrangeira de consultoria em ruído aeronáutico.

Uma teoria aeroacústica é estudada e aplicada em aerodinâmica. O objetivo é experimentá-la na determinação do efeito de proximidade de paredes de túneis de vento na distribuição de pressão sobre modelos ensaiados. O método consiste em resolver as equações de conservação da massa e da qualidade de movimento para escoamento incompressível reescritas com o uso da técnica de funções generalizadas. Estas equações são combinadas e assumem a forma da versão incompressível da equação de Ffowes Williams & Hawkings. Os termos componentes desta equação básica da teoria aeroacústica são estudados, e a equação diferencial é transformada numa forma integral com o uso da técnica da função de Green. Os integrandos resultantes são simplificados dentro do contexto de escoamento invíscido, bidimensional, regime permanente, pequenas perturbações e condições não-sustentadoras. São usadas Técnicas de integração eficientes para interpretar e calcular as integrais singulares resultantes. Os resultados obtidos indicam que a abordagem aeroacústica apresenta-se como uma opção eficiente para cálculo do campo de pressões de um escoamento interno simples. A aplicação deste método a problemas mais complexos deverá incluir termos de campo desprezados nesta pesquisa.

Hoy en día las turbomáquinas están presentes en multitud de aplicaciones industriales y sociales, por lo que existe una continua demanda para mejorar sus prestaciones mediante diseños más eficaces. Además, es esencial que los nuevos diseños se encaminen también a reducir las emisiones sonoras de las turbomáquinas ya que tienen un fuerte impacto sobre la sociedad. Así, el ruido, considerado hasta hace poco como un subproducto inherente a las turbomáquinas, tiene que pasar a convertirse en un objetivo esencial e indispensable de las etapas de diseño de los nuevos prototipos. La mayor parte del ruido generado por turbomáquinas es de naturaleza aeroacústica, por lo que sólo mediante un conocimiento exhaustivo de los fenómenos fluildodinámicos que tienen lugar en el interior de las mismas se estará en disposición de detectar los mecanismos básicos de generación de ruido y de realizar las actuaciones pertinentes con vistas a reducir las consecuentes emisiones sonoras. Además, el conocimiento o aguas arriba de un rotor de nueve alábes, para distintas configuraciones de funcionamiento del mismo: dos gaps axiales entre stator y rotor, y tres caudales de funcionamiento diferentes. Los modelos numéricos son validados con resultados experimentales obtenidos a partir de una campaña de ensayos llevada a cabo en el ventilador mediante técnicas de anemometría térmica, transductores piezoeléctrios y micrófonos capacitados. Se dispone entonces de una herramienta que permite conocer y reducir, en la etapa de diseño, los niveles de ruido generados por una turbomáquina.