O veículo hipersônico aeroespacial 14-X B, desenvolvido pelo Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu do Instituto de Estudos Avançados (IEAv), é um demonstrador tecnológico da propulsão hipersônica aspirada que faz parte do esforço do Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA) para promover a exploração espacial. O veículo 14-X B incorpora como sistema de propulsão um motor de combustão supersônica aspirada (scramjet) e a tecnologia waverider para a aerodinâmica e controle do veículo. Neste trabalho de mestrado foram determinadas as propriedades termodinâmicas e o número de Mach do escoamento ao longo das superfícies internas do motor scramjet, no extradorso e na carenagem do veículo, para condições de ângulos de ataque positivos e negativos, considerando as operações de power-on e power-off do motor. Os cálculos foram feitos via três abordagens teórico-analíticas, considerando diferentes modelos termodinâmicos do ar e os efeitos viscosos do escoamento. As condições de operação estudadas foram avaliadas através dos parâmetros de desempenho da seção de compressão do motor, os valores de arrasto das superfícies do veículo e o empuxo instalado do motor. Com a variação do ângulo de ataque, a estrutura das ondas de choque sobre a seção de compressão foi alterada mostrando derramamento do escoamento de ar para ângulos de -2.5, 2.5 e 5.5. Para o modelo de gás em equilíbrio e para o modelo considerando os efeitos viscosos, a condição de ângulo de ataque 2.5 mostrou condição de choque on-corner da onda de choque refletida na carenagem. Na operação de power-on do motor, o processo de adição de calor, usando a teoria de Rayleigh adaptada para considerar ar em equilíbrio termodinâmico, apresentou menores pressões e temperaturas do escoamento do que as calculadas pelo método de temperatura total para gás termicamente perfeito. O arrasto das superfícies do veículo foi maior para condições de ângulo de ataque positivo e o empuxo instalado do motor foi maior para operação de ângulo de ataque nulo (ponto de projeto) em todas as abordagens.

O objetivo deste trabalho é conduzir um estudo experimental em regime transônico para verificar a influência aerodinâmica da variação do ângulo de "boat-tail" de um veículo lançador de satélite com geometria do tipo "Hammer-Head", ou em português "Cabeça de Martelo". Este tipo de veículo lançador recebe este nome por possuir um diâmetro maior na região da parte frontal, cuja finalidade é transportar uma carga útil maior que o diâmetro do corpo do veículo, como no caso do Veículo Lançador de Satélites brasileiro (VLS-1). A região estudada é a parte frontal do veículo, que é caracterizada por quatro partes distintas: uma ponta arredondada seguida por um tronco de cone, um compartimento de diâmetro constante na qual é alojada a carga útil, um setor com ângulo de decaimento denominado "boat-tail", e uma parte do corpo do foguete. Estudos computacionais em um software semi-empírico e experimentais no Túnel Transônico Piloto (TTP) do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) foram realizados para determinar os coeficientes de arrasto e distribuição de pressão sobre o modelo variando-se o ângulo de "boat-tail". Para este fim, utilizou-se uma balança de esforços para medir o arrasto e a técnica de Tinta Sensível à Pressão, do inglês Pressure Sensitive Paint (PSP), para a obtenção de medidas globais de pressão sobre a superfície do modelo. Também foi utilizada a técnica Schlieren de visualização de escoamentos para obtenção de informações detalhadas sobre o padrão de formação das ondas de choque sobre o modelo. O estudo realizado permitiu verificar que a variação do ângulo de decaimento apresentou um maior arrasto para os ângulos maiores e que o ângulo original do "boat-tail" do VLS-1 de 8, possui o menor coeficiente de arrasto em relação às demais configurações testadas.

Submitted by Setor de Tratamento da Informa??o - BC/PUCRS (tede2@pucrs.br) on 2016-02-12T16:56:33Z No. of bitstreams: 1 DIS_ENDRIGO_ROSA_DE_CARVALHO_COMPLETO.pdf: 21818196 bytes, checksum: fde10494b191934ae44ceafd182abe07 (MD5) / Made available in DSpace on 2016-02-12T16:56:33Z (GMT). No. of bitstreams: 1 DIS_ENDRIGO_ROSA_DE_CARVALHO_COMPLETO.pdf: 21818196 bytes, checksum: fde10494b191934ae44ceafd182abe07 (MD5) Previous issue date: 2015-01-30 / One of the biggest challenges find by aviators is known as hypoxia; that is, the decrease in adequate oxygen supply to tissues and cells. Even though accidents due to hypoxia are rare, it?s possible to quote accidents like Payne Stewart, Cipriota Helios Airways, and the Glazer couple. Both FAA and ANAC demand only theoretical disciplines of aerospace medicine in pilot formation courses, however, a study revelad that 90% of airline pilots agree that there is a necessity of practical training. With the goal of enabling and enhancing this kind of training, this present project developed a system of hypoxia training in normobaric hypoxia chamber, called CHN-ERC. The development was divided in four systems called: Infraestructure (INFRA), Control System (SC), Safety System (SS) and Gaseous Mixture System (SMG). At the project?s conclusion, a camera measuring 2000x2000x2000mm was developed, weighting approximately, 63.35Kg that could be used by two seated students or one student in either a ergonomic bike or treadmill. The structure was developed using PVC tubes covered with vinyl surface. A control system design to acquire signals from O2 and CO2 sensors was developed using the Teledyne portable oximeter, which also processed and controlled other?s systems hardware. To control gaseous mixture homogenization and exhaustion, a system to control these parameters was also developed. This was designed to release gas in cylinders of medicinal O2 at 100% and medicinal N2 at 100% to the CHN-ERC, also ensuring mixture and homogenization of these gases. To ensure both instructor and training student safety, a system named SS was developed. After the CNH-ERC conclusion, it became possible to not only improve pilot training with a low cost chamber (aprox. R$ 23.300), but also efficient in high-end physical training improvement for athletes and HAST (hypoxia altitude simulation test) development. / Uma das maiores limita??es encontrados por aviadores ? conhecido como hip?xia, ou seja, a diminui??o de um adequado suprimento de oxig?nio aos tecidos e c?lulas. Embora acidentes por hip?xia sejam raros, podem-se citar acidentes como Payne Stewart, Cipriota Helios Airways e casal Glazer. Tanto a FAA quanto a ANAC exigem somente disciplinas te?ricas de medicina aeroespacial nos cursos de forma??o de pilotos, por?m, um estudo revelou que 90% dos pilotos de linha a?rea concordam que h? uma necessidade de treinamento pr?tico. Com o objetivo de possibilitar e aperfei?oar este tipo de treinamento, o presente projeto desenvolveu um sistema de treinamento de hip?xia em c?mara de hip?xia normob?rica denominado CHN-ERC. O desenvolvimento foi dividido em quatro sistemas denominados: infraestrutura (Infra), sistema de controle (SC), sistema de seguran?a (SS) e sistema de mistura gasosa (SMG). Ao final do projeto, foi desenvolvido uma c?mara contendo as dimens?es de 2.000 X 2.000 X 2.000 mm, pesando aproximadamente 63 Kg e podendo ser utilizado por dois alunos sentados ou um aluno utilizando uma bicicleta ou esteira ergom?trica. A infraestrutura foi desenvolvida com tubos de PVC e revestimento com lona de vinil. Foi desenvolvido um sistema de controle projetado para adquirir sinais de sensores de O2 e CO2, utilizando um ox?metro port?til Teledyne, al?m de processar e controlar o hardware dos demais sistemas. Para o controle, a homogeneiza??o e a exaust?o da mistura gasosa foi desenvolvido o SMG. Este foi projetado para o envio dos gases contidos nos cilindros de O2 medicinal a 100% e N2 medicinal a 100% para a CHN-ERC, al?m de garantir a mistura e a homogeneiza??o desses gases. Para garantir a seguran?a do aluno que ir? fazer o treinamento e do instrutor, foi desenvolvido o SS. Ap?s a conclus?o da CHN-ERC, tornou-se poss?vel o aprimoramento de treinamento de pilotos com c?mara de baixo custo (aproximadamente R$ 23.300,00), al?m de mostrar-se eficiente para a utiliza??o em treinamento para melhoramento no condicionamento f?sico de atletas de alto rendimento e desenvolvimento de HAST (Hypoxia Altitude Simulation Test).

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico. Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica / Made available in DSpace on 2012-10-24T03:30:40Z (GMT). No. of bitstreams: 1 260040.pdf: 26241231 bytes, checksum: 0f22c8ef5cb35d959b17837c3540024e (MD5) / A fabricação rápida de componentes poliméricos é uma alternativa na obtenção de geometrias complexas para as mais variadas aplicações. A tecnologia de fabricação, que compreende a sobreposição de camadas sucessivas de material particulado e sinterização por laser (SLS, Selective Laser Sintering), apresenta enorme potencial de integrar liberdade de forma, com a possibilidade de variação composicional em determinados volumes do componente. Neste contexto, a obtenção de propriedades específicas pode ser alcançada com o emprego de materiais especiais em conjunto com os tradicionalmente utilizados. A adição de nanotubos de carbono (CNTs) ao material particulado, mais especificamente a poliamida, pode dar origem a nanocompósitos com propriedades interessantes para o setor aeroespacial, como: elevada resistência mecânica e propriedades elétricas e térmicas incomuns à maioria dos materiais poliméricos. O objetivo deste trabalho foi a obtenção de peças com gradiente funcional, fabricados pela técnica de Sinterização Seletiva a Laser, a partir de compósitos de Poliamida 12 (PA12) e nanotubos de carbono de múltiplas paredes (MWCNTs). Para a obtenção das propriedades mecânicas otimizadas foram estudadas etapas de tratamento de superfície dos nanotubos, com o objetivo de melhorar sua interação com a matriz. Estudos para obtenção de parâmetros otimizados de processamento foram realizados com compósitos PA12/MWCNTs, com o intuito de aumentar a resistência mecânica em relação à base polimérica. As análises microestruturais e das propriedades mecânicas foram obtidas por ensaios dinâmico-mecânicos e microscópio eletrônico de varredura. Um modelo de componente mecânico exibindo um gradiente de composição foi confeccionado e analisado. Foram obtidos aumentos percentuais em termos de propriedades mecânicas na ordem de 20% com a adição de 1,0% em massa de nanotubos de carbono. A incorporação de 3%p da mesma carga apresentou decréscimo dessas propriedades mecânicas. A fabricação de componentes com gradiente de composição apresentou características interessantes quanto à morfologia e robustez, mostrando as potencialidades deste desenvolvimento para aplicações no setor aeroespacial, principalmente em componentes de satélite. The rapid manufacturing of polymeric parts is an alternative to obtain complex shapes for different applications. Selective laser Sintering (SLS) is a rapid manufacturing technology that presents a great potential to integrate freeform with the possibility of compositional change in the volume of the part through overlapping of successive layers of powder material. In this context, the achievement of specific properties can be obtained with the use of special materials together with common used materials. The addition of carbon nanotubes (CNTs) to the powder material, more specifically the polyamide, can form nanocomposites with interesting properties for aerospace industry, such as: high mechanical strength and unusual thermal and electrical properties for the many kinds of polymeric materials. The main objective of this work it to obtain parts with functional gradient from composites of Polyamide 12 (PA12) and multiple walled carbon nanotubes (MWCNTs), manufactured by the Selective Laser Sintering technique. In order to obtain the desired mechanical properties, it will be necessary steps of surface treatment of the nanotubes with the objective to improve its adhesion properties. Subsequent obtaining the mixture, it will be studied and optimized the processing parameters of the composites during the selective laser sintering process aiming at increase of the mechanical strength compared with the pure matrix material. The microstructural analysis and mechanical properties will be evaluated using dynamical mechanical and scanning electron microscope. A mechanical component consisting on a demonstrative character displaying a gradient of composition was made and analyzed. Percentage increases were achieved in flexural modulus and stress in the order of 20% with the addition of 1.0%wt of carbon nanotubes. The incorporation of 3%wt the same filler has provided decrease of mechanical properties. The manufacture of functionality graded components on the Y axis become possible, presenting interesting features on the morphology and mechanical consistency, showing the potential of this development for applications in the aerospace sector, especially in satellite components.

Made available in DSpace on 2014-08-16T02:01:15Z (GMT). No. of bitstreams: 1 000460260-Texto+Completo-0.pdf: 4336940 bytes, checksum: dca359fe8c5ae44e193444e9c8fcfd08 (MD5) Previous issue date: 2014 / Missions to Mars and return astronauts to the Moon may be true in the near future, which will expose them upon hypogravity environments. Some techniques are applied to simulate gravitational force reduced to prepare the crew to better adapt to those environments. This study aimed to develop a prototype of a lower body positive pressure (LBPP), as an alternative to the simulations currently used. This device is able to unload a volunteer on a physical exercise device, creating a hypogravity environment, simulating the human gait, for studies in space physiology. For development of the LBPP was necessary planning since its conception until the final prototype with functionality testing. A control system has been implemented for closed-loop pressure control. Equipment were identified and adapted such as blower, frequency inverter to control the blower, sensors (pressure, temperature and humidity), load cells to measure apparent weight of volunteer, microcontroller, treadmill for gait simulation and Neoprene short for connection of volunteer to a Neoprene membrane. Equipment and instrumentation were also developed to integrate and facilitate the system. Was developed the main chamber of a flexible PVC material, a metallic structure for height adjustment. Also was developed the instrumentation of load cells, as well as instrumentations of the sensors to adapt and read by the microcontroller. Furthermore it was necessary to develop software for data acquisition, the instrumentation of the blower and the frequency inverter to digital control by the microcontroller and an emergency circuit to ensure safety operation of the equipment. Experimental results shown that the LBPP is able to reduce the apparent weight of a load with similar weight values on Mars and the Moon, reaching the goal, where it was possible to verify that the pressure ratio and apparent weight is inversely proportional, which confirmed the theory. / Missões tripuladas para Marte e o retorno a Lua poderão concretizar-se em um futuro próximo, onde irão expor os astronautas a ambientes de hipogravidade. Técnicas de redução da força gravitacional são aplicadas como medidas para preparação da tripulação a uma melhor adaptação a tais ambientes. O presente trabalho objetivou desenvolver um protótipo funcional de uma câmara de pressão positiva (CPP), sendo uma alternativa às simulações utilizadas atualmente. Tal dispositivo é capaz de diminuir o peso aparente do voluntário sobre um sistema de exercícios físicos, gerando um ambiente de hipogravidade para estudos em fisiologia espacial. Para o desenvolvimento da CPP foi necessário um planejamento desde sua idealização até o protótipo final com testes de funcionalidade. Primeiramente foi idealizado um sistema de controle em malha-fechada para o controle da pressão. Para isso foram identificados e adaptados diversos equipamentos como soprador, inversor de frequência para o controle do soprador, sensores de pressão, temperatura e umidade, células de carga para mensurar o peso aparente do voluntário, microcontrolador, esteira ergométrica para simulação da marcha em hipogravidade e um short para conectar o voluntário à membrana de Neoprene. Equipamentos e instrumentação também foram desenvolvidos para integrar e viabilizar o sistema. Foi desenvolvida uma câmara composta de material flexível de PVC, uma estrutura metálica para ajuste de altura e também instrumentação das células de carga e dos sensor de pressão, temperatura e umidade para adaptação e leitura pelo microcontrolador. Além disso foi necessária o desenvolvimento de um software para aquisição de dados a instrumentação do soprador e do inversor de frequência para o controle digital do microcontrolador e um circuito de emergência para garantir a segurança do voluntário. Resultados experimentais mostram que a CPP é capaz de diminuir o peso aparente de uma carga com valores semelhantes ao peso em Marte e Lua, atingindo seu objetivo, onde foi possível verificar que a relação de pressão e peso aparente é inversamente proporcional, confirmando a teoria.

Made available in DSpace on 2013-08-07T18:53:29Z (GMT). No. of bitstreams: 1 000401160-Texto+Completo-0.pdf: 17525525 bytes, checksum: eb8803afa7e7de25def9d819f3df916e (MD5) Previous issue date: 2008 / Human centrifuges had been used to train pilots and test anti-g suits, which were developed to reduce the effects of the simulated hypergravity on human physiology. The small centrifuge of the Microgravity Center/PUCRS has some determined functions, while the microcomputer captures the data sent from it. This data corresponds to that obtained from various sensors already existing in the centrifuge, and to others that have been added during this study. These sensors supply information to microcomputer in an integrated form, in near real time, for future analyse. A library of functions for serial port communication, called ComPort Library version 2. 64, was used for the asynchronous communication between the reception’s module of the signs acquired by the radio’s enlace. This is a non-cost library. Initially, it was planed to be a shareware library, but it ultimately became a freeware library with available source codes, which are compatible with version 7. 0 of Delphi™ that was used in this project. / Centrífugas humanas têm sido utilizadas para treinamento de pilotos e em testes com trajes anti-G, que são utilizados para minimizar os efeitos da hipergravidade simulada na fisiologia humana. A centrífuga de pequeno porte do Centro de Microgravidade/PUCRS realiza algumas funções determinadas, enquanto o microcomputador capta os dados emitidos por ela. Estes dados correspondem aos enviados pelos diversos sensores existentes na centrífuga e aos novos sensores adicionados neste trabalho. Estes sensores fornecem dados no microcomputador de forma integrada, em tempo próximo ao real, para serem analisadas posteriormente. Após estabilizar-se a velocidade da centrífuga de pequeno porte e esta não sofrer variações, o valor colhido do sensor de velocidade é então confrontado com o valor obtido no tacômetro. Prosseguiu-se com o processo de aferição dos instrumentos e a sincronização entre todos os sensores e placas. Para a comunicação assíncrona entre o módulo de recepção dos sinais vindos via enlace de rádio, foi usada uma biblioteca de funções de comunicação com a porta serial, chamada ComPort Library versão 2. 64. Esta biblioteca está disponível para uso sem custos.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Albânia Cézar de Melo (albania@bce.unb.br) on 2013-11-18T13:03:33Z No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2013-11-18T13:22:06Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / Made available in DSpace on 2013-11-18T13:22:06Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_RodrigoCamargoGomes.pdf: 3209860 bytes, checksum: 10485190ca2ca318e26b6c7622544130 (MD5) / O surgimento de novas demandas, decorrentes da modernização dos setores tecnológicos e do desenvolvimento aeroespacial no mundo, proporcionou a divisão dos foguetes em diversas classes, de acordo com sua aplicabilidade. Para os grandes foguetes e até mesmo os pequenos lançadores, satélites ou módulos espaciais, a necessidade de precisão de lançamento e a segurança dos sistemas têm sido os grandes desafios a serem vencidos. Para motores de baixo empuxo e alto impulso específico, a principal característica necessária é a capacidade de regular o empuxo em uma ampla gama de valores. Visando atender a este requisito o presente trabalho tem como objetivos gerais descrever um novo sistema propulsivo e apresentar os aspectos metodológicos necessários ao seu dimensionamento para uma dada missão espacial. Este sistema propulsivo tem como base o emprego de monopropelente pastoso. A missão pré-determinada necessita de: motor de 400 N de empuxo com a possibilidade de cinco ignições, empuxo do motor até 10 (dez) vezes o empuxo da câmara de combustão, 7,5 minutos de trabalho de queima e 50 minutos de operação do sistema propulsivo no ambiente espacial. O motor se mostrou qualificado para esta missão, além de poder ser utilizado em diversas outras missões sem necessitar de grandes modificações na sua configuração básica. Seus componentes são de fácil fabricação e têm a possibilidade de serem feitos no parque industrial brasileiro. As características do propelente mostraram-se muito vantajosas com relação os propelentes sólidos e líquidos, podendo ser facilmente utilizado como substituto dos mesmos em estágios superiores. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The rise of new demands resulting from the modernization of technological sectors and aerospace development in the world provided the division of rockets into several classes according to their applicability. For large rockets and even small launchers, satellites or space modules, the need for launch accuracy and safety systems have been the major challenges to be overcome. For low thrust and high specific impulse engines, the main feature required is the capacity to regulate thrust in a wide range of values. In order to satisfy this requirement, this work aims to describe a new propulsion system and present the methodological aspects necessary for their design for a particular space mission. This propulsion system is based on the use of paste-like monopropellant. The predetermined mission requires: 400 N engine thrust with the possibility of five ignitions, engine thrust up to ten (10) times the thrust of the combustion chamber, 7.5 minutes of burn time and 50 minutes of operation the propulsive system in space environment. The engine proved to be skilled for this mission, and can be used in several other missions without require extensive changes in its basic configuration. Components are easy to manufacture and have the possibility of being made in the Brazilian industry. The characteristics of the propellant showed great advantageous regarding solid and liquid propellants, thus being able to be easily used as a substitute of this proppelants in upper stages.

Como o erro é inerente ao próprio processo de medida, e portanto nunca será completamente eliminado, deve-se buscar minimizá-lo, reduzindo ao máximo as fontes de erros grosseiros e sistemáticos. Devido à dificuldade de identificar com segurança as fontes desses erros e tendo o indício que, em grande parte, ocorrem devido às variações geométricas e às características construtivas dos modelos ensaiados, é apresentada, como proposta de ferramenta de auxílio à detecção desses erros, a construção de um modelo padrão aeronáutico. Devido às semelhanças geométricas com os modelos das aeronaves atualmente ensaiados no Túnel Aerodinâmico número dois (TA-2) do IAE, foi escolhido como modelo-padrão o M5 da série M do Office National DÉtudes et de Recherches Aérospatiales (ONERA) para ensaios de proficiência intra e interlaboratorial do TA-2 nesse tipo de ensaio. O contexto que possibilitou a recomendação da proposta está descrito na primeira parte do presente trabalho, que trata do controle e melhoria da infraestrutura. Quanto à infraestrutura, propõe-se a melhoria das instalações e o conhecimento e controle sobre o escoamento do túnel. Sobre controle na execução dos ensaios intralaboratoriais são obedecidos os quesitos da NBR 17025 e da NBR 15100. Esses ensaios intralaboratoriais fornecem a reprodutividade dos ensaios de curto termo, isto é, ensaios executados numa mesma campanha ou próximos que forneceram resultados comparáveis aos de grandes complexos de túneis do primeiro mundo, porém a reprodutividade de longo termo, quando observadas condições diferentes de equipamentos, montagem, entre outros, nota-se uma característica de erros sistemáticos. / As the error is inherent to the proper process of measure, and therefore never completely it will be eliminated, it must be searched to minimize it, reducing to the maximum the sources of gross errors and systematic. Due to difficulty to identify with security the sources of these errors and having the indication that, to a large extent, occurs due to the geometric variations and the constructive characteristics of the assayed models, it is presented, as proposal of tool of aid to the detention of these errors, the construction of a model aeronautical standard. Had to the geometric similarities with the models of the aircraft currently assayed in the Wind tunnel number two (TA-2) of the IAE, the M5 of M serie of the Office National DÉtudes et de Recherches Aérospatiales (ONERA) it was chosen as model-standard for proficiency assays intra and interlaboratorial of the TA-2 in this type of assay. The context that made possible the recommendation of the proposal is described in the first part of the present work, that deals with the control and improvement of the infrastructure. About to the infrastructure, it is considered improvement of the installations and the knowledge and control on the draining of the tunnel. On control in the execution of the intralaboratoriais assays the questions of NBR 17025 and NBR 15100 are obeyed. These intralaboratoriais assays supply the reprodutividade of the assays of short term, that is, assays executed in one same campaign or next that they had supplied resulted comparable to the ones of great complexes of tunnels of the first world, however the reprodutividade of long term, when observed different conditions of equipment, assembly, among others, a characteristic of bias quality controls is noticed.

La recuperaci´on de la potencia t´ermica residual existente en los motores de automoci´on se muestra como una v´ıa para el aumento de su eficiencia. Muchos estudios en la literatura han mostrado un potencial de recuperaci´on de hasta el 15 %. En la mayor parte de los casos, las investigaciones est´an basadas en estudios te´oricos, o bien, basadas en resultados experimentales de prototipos alimentados con generadores de gases que simulan los gases de escape de un motor en condiciones estacionarias. El objetivo principal de este trabajo, es la evaluaci´on te´orico-experimental del potencial de recuperaci´on de un sistema de aprovechamiento energ´ıa t´ermica residual mediante un ciclo Rankine, aplicado en motores de combusti´on interna alternativos y en condiciones estacionarias de funcionamiento. La finalidad de este sistema ser´a conseguir una mejora en la eficiencia de los motores de automoci´on, y la consiguiente reducci´on en consumo de combustible y en emisiones de contaminantes. La metodolog´ıa que se ha seguido para realizar el trabajo, combina actividades experimentales en banco de ensayo de motor, con el desarrollo de estudio te´oricos basados en modelos 0-D para la evaluaci´on te´orica de diferentes configuraciones de ciclo y fluidos de trabajo. La interacci´on entre ambas actividades ha permitido alcanzar los objetivos planteados. Respecto los trabajos te´oricos, se ha realizado una metodolog´ıa que permite una evaluaci´on sencilla y ordenada de las prestaciones del ciclo Rankine para diferentes fluidos de trabajo, condiciones de ciclo, y secuencias de fuentes residuales a utilizar, considerando ciclos de aprovechamiento de naturaleza ideal. Posteriormente, se ha realizado un estudio de viabilidad t´ecnica de ciclos Rankine para diferentes motores, con el fin de obtener informaci´on sobre la tipolog´ıa de los elementos constructivos a utilizar (expansores e intercambiadores), criterios de dise˜no, y prestaciones finales del ciclo de recuperaci´on esperables en funci´on del fluido de trabajo utilizado. La finalidad de este trabajo ha sido doble. Por un lado, debe servir como contribuci´on sobre estudios te´oricos de ciclos Rankine como sistemas de recuperaci´on, y por otro lado, como estudios preliminares para la instalaci´on experimental de un ciclo de recuperaci´on en un banco de ensayo, que ha permitido comparar las prestaciones reales con las obtenidas te´oricamente para la realizaci´on de mejoras. En la realizaci´on del trabajo experimental del ciclo Rankine, se ha dise˜nado y construido una instalaci´on experimental acoplada a un motor de gasolina. Los estudios experimentales, en los cuales se ha basado la evaluaci´on de la potencialidad del ciclo, se han basado en estudios de puntos de funcionamiento m´as frecuentes en este tipo de motores, considerando condiciones estacionarias. El objetivo de los trabajos experimentales ha sido estudiar los efectos de la implementaci´on de sistemas de recuperaci´on de energ´ıa t´ermica residual en el veh´ıculo, y en consecuencia, cuantificar el efecto del mismo en la eficiencia global del motor. / Sánchez Serrano, J. (2015). Contribución a la implementación de Ciclos Rankine como sistema de aprovechamiento de energía térmica residual en MCIA [Tesis doctoral no publicada]. Universitat Politècnica de València. https://doi.org/10.4995/Thesis/10251/48564 / TESIS

O presente trabalho descreve uma metodologia para cálculo de câmara de combustão de motor foguete a propelente líquido baseado essencialmente na experiência russa. A câmara de combustão projetada é adequada para estágios superiores de foguete e seu desenvolvimento foi focado nas características do motor russo 8D719. Inicialmente é feito um estudo sobre o motor utilizado como referência no projeto e são efetuados os cálculos dos principais parâmetros do motor com 55kN de empuxo, pressurizado por turbobomba (ciclo aberto) e alimentado pelos propelentes etanol e oxigênio líquido, no qual a câmara de combustão projetada se insere. Basicamente, o projeto abrange o dimensionamento geométrico da câmara de combustão incluindo seu sistema de refrigeração regenerativa, a determinação do fluxo de calor ao longo de seu invólucro e a estimativa de sua capacidade de carga. Para dimensionamento da câmara adotou-se as mesmas dimensões da parte cilíndrica do motor 8D719, assim como o número de injetores e o posicionamento desses no cabeçote. Os fluxos de calor são determinados para câmara de parede dupla com canais internos e sua capacidade de carga é estimada levando em consideração apenas os esforços radiais. Os resultados obtidos no projeto estão coerentes com as literaturas utilizadas servindo de base para construção da câmara e validação do projeto.