Neste trabalho são analisadas as metodologias de predição dos coeficientes de perdas de energia mecânica em turbinas axiais a gás, em estágio de turbina axial, no ponto de projeto e fora dele. Estas metodologias de predição foram implementadas em um programa de computador, na linguagem FORTRAN e utilizados para os cálculos de desempenho. Os resultados numéricos foram validados com dados da literatura. Os modelos foram utilizados para a análise de desempenho de uma mesma turbina e os resultados obtidos são apresentam boa concordância entre si, indicando que, para a turbina utilizada como base dos cálculos, não é possível indicar qual método é o melhor dos quatro, dadas as tolerâncias, da ordem de 3% em eficiência, inerentes a tais métodos, mas permite sugerir que o de Kacker & Okapuu seja adotado, por ter sido calibrado com dados de turbinas mais recentes. Para uma segunda fase do projeto e de análise, é sugerida metodologia mais geral, tais como o MCLC (Metodologia das Curvaturas de Linhas de Corrente). Em adição aos resultados obtidos, é conveniente que se utilizem outros métodos, como os de CFD, para melhor se caracterizar o desempenho calculado. Uma representação mais adequada teria como base a determinação do campo de escoamento na turbomáquina através do uso das técnicas de CFD.

A simulação numérica de compressores axiais é de fundamental importância tanto na fase de projeto quanto na de desenvolvimento do compressor. A simulação numérica é utilizada para detectar problemas de funcionamento, que podem ocorrer durante a operação. Na fase de desenvolvimento, prazos e custos podem ser reduzidos. O presente trabalho consiste na análise do desempenho de um compressor operando com ar úmido e ou com injeção de água. Para tanto foi desenvolvido e implementado um modelo de evaporação de gotículas de água no interior de compressores axiais, compatível com o método da curvatura das linhas de corrente, num programa computacional já existente. Este programa é capaz de simular o desempenho de compressores axiais fora e dentro do ponto de projeto, utilizando o método da curvaturas das linhas de corrente. Uma vez implementados os modelos,o desempenho do compressor é avaliado nas seguintes condições: injeção de água, tanto na entrada quanto entre os estágios do compressor; variação das propriedades iniciais das partículas injetadas como: diâmetro, temperatura, velocidade e posição; simulação da compressão com o ar úmido, sem a presença de gotículas de água.Também é feito um estudo das propriedades termofísicas e dinâmicas das partículas ao longo do compressor tais como trajetória,velocidade,diâmetro e temperatura. Os resultados mostram que a injeção de água tem grande potencial para o aumento de potência de uma turbina a gás e isoladamente é e?caz na diminuição do trabalho de compressão.

Este trabalho consiste na simulação de escoamentos aerodinâmicos sobre configurações tipo foguete, para os casos de um corpo isolado e de uma geometria multicorpo, utilizando as equações de Navier-Stokes com média de Reynolds, com aproximação de camada fina. Estas equações são implementadas em diferenças finitas, utilizando o algoritmo implícito de fatorização aproximada de Beam e Warming. O fenômeno de turbulência é modelado com o modelo algébrico de viscosidade de vórtice, de duas camadas, de Baldwin e Lomax. Os resultados obtidos são comparados com dados experimentais e a concordância é muito boa. Contornos de pressão e densidade são também apresentados para se comprovar a validade física da simulação. Finalmente, apresentam-se conclusões e idéias para trabalhos futuros.

Neste trabalho investiga-se a trajetória ascendente de veículos lançadores de satélites até uma órbita alvo pré-fixada. Esta trajetória consiste de fases tracionadas e balísticas. Os controles são determinados de maneira que a massa satelizável seja máxima. O modelo tridimensional inclui a rotação da atmosfera com a Terra, o arrasto do veículo, a limitação da sustentação e a variação da propulsão com a altitude. Este problema de otimização é formulado como um problema de valor de contorno em dois pontos (Two Point Boundary Value Problem - "TPBVP"), que surge da aplicação da teoria de controle ótimo. O problema foi resolvido pelo método indireto dos múltiplos tiros, utilizando-se o algoritmo numérico BNDSCO. Os resultados obtidos utilizando-se uma trajetória bidimensional foram comparados com dados obtidos na literatura através de métodos subótimos de busca direta. As massas satelizáveis alcançadas para várias altitudes foram sempre superiores às encontras na literaturta.

Este trabalho avalia a extensão da região transônica que ocorre no escoamento de um fluido não viscoso e não condutor no interior de bocais convergente-divergente do tipo encontrado em motores foguetes e túneis de vento. Utilizou-se um método numérico de diferenças finitas para resolver as equações do escoamento sem viscosidade (Equações de Euler). Os resultados obtidos foram comparados com trabalhos experimentais, com bocais projetados pelo método das características e com soluções simplificadas para o escoamento transônico. Estes resultados possibilitam avaliar a extensão da região transônica nos bocais convergentes-divergente.

Um algoritmo implícito eficiente de fatorização aproximada, concebido para resolver a equações conservativa do potencial completo, foi empregado para cálculo do escoamento transônico em torno de configurações do tipo asa-fuselagem. O algoritmo usa ponderadamente as características da densidade do escoamento à montante ("upwind bias"), também conhecido como esquema de densidade artificial, para estabilidade em regiões de escoamento supersônico. Um gerador de malha algébrico foi desenvolvido para fornecer malhas do tipo O-H para o código aerodinâmico. O gerador permite controle de suavização dos pontos interiores da malha e ajuste do posicionamento da esteira. Uma transformação numérica é usada para estabelecer uma malha de diferenças-finitas que se conforma ao corpo. Resultados de escoamentos para asas montadas entre paredes e com uma das fronteiras laterais em escoamento uniforme são comparados com outros resultados independentes.

Implementamos um algoritmo de multi-grid em dois códigos de elementos finitos. Um deles resolve problemas unidimensionais e, o outro, bidimensionais. O algoritmo se baseia no conceito de bases hierárquicas. Desenvolvemos uma estrutura de dados que facilita bastante o cômputo dos operadores de restrição e interpolação. Os programas de elementos finitos foram testados em diferentes problemas de valor no contorno. Os resultados obtifdos foram apresentados em gráficos, confirmando a eficiência do método de multi-grid para acelerar a convergência dos processos iterativos de Jacobi, Gauss-Seidel e gradiente conjugado na resolução de problemas elípticos.

No presente trabalho é feito um estudo do escoamento incompressível sobre corpos rombudos planos, através de modelos simples que descrevem os parâmetros importantes deste escoamento. Com base na equação da conservação da energia é desenvolvido um modelo para o escoamento médio na região de formação. O acoplamento deste modelo com a teoria da linha de corrente livre permite a determinação teórica dos coeficientes médios de arrasto e pressão na base de alguns corpos rombustos. Para generalizar os resultados acima, foi desenvolvido um método numérico para a solução do modelo da linha de corrente livre. Analisando-se o escoamento sobre um corpo rombudo com placa divisória ("splitter plate"), mostra-se a importancia do comprimento da região de formação na determinação teórica dos coeficientes médios de arrasto e pressão na base. Observa-se também, que o comprimento acima pode modelar, de uma forma indireta, a influência da forma da base dos obstáculos (parte do corpo imersa na esteira). Uma análise paramétrica dos dados experimentais de diversos corpos rombudos planos resultou em um novo número adimensional que descreve a similaridade entre as esteiras. Este parâmetro adimensional é utilizado na formulação de um método empírico para a correção de resultados experimentais, de modo a retirar os efeitos causados pela interferência das paredes de um túnel. Com a teoria da avenida de vórtices de von Karman ("Karman vortex street") e com o critério de estabilidade de Kronauer, determinam-se os parâmetros que caracterizam a esteira de diversos corpos rombudos, verificando-se boa concordância entre teoria e experiência.

Esta tese apresenta o desenvolvimento teórico de um elemento do tipo axi-simétrico especial que visa ser empregado em estruturas submetidas a esforços simétricos e anti-simétricos. Dentro das principais vantagens advindas do novo elemento destacam-se sensíveis ganhos quanto ao tempo de processamento e armazenagem de dados. Ainda neste trabalho é fornecido um exemplo prático em que o elemento desenvolvido é utilizado no cálculo da carcaça do estator de grandes hidrogeradores verticais.

Modern combustion turbines have several applications: power stations, naval, aeronautical and oil industry. Aeronautical applications seek reduction of pollutant emissions using mixtures of conventional jet fuels with biofuels and synthetic fuels. Due to the restrictions of natural gas and other oil fuels supply for the generation of electricity, the use of alternative fuels in stationary gas turbines is being seriously considered. Generally, all liquid and gaseous fuels from biomass, syngas, biogas, refinery gas and other unconventional sources are considered as alternative fuels. In the last years, with the objective of making the industrial and aeronautical process in harmony with the current environmental laws around the world, much research on the use of these alternative fuels in gas turbines is in progress. Gas turbines are thermal machines with the great advantage of being capable of successfully burning a large variety of fuels in a continuous combustion process. Gas turbine combustion chambers with this ability are referred as fuel flexible gas turbine combustors. This thesis aims at describing a methodology for sizing fuel flexible gas turbine combustors and, additionally, analyzing the reacting flow in these designed combustion chambers. The design of the fuel flexible gas turbine combustors is based on the reaction mechanisms, reactor network and stability loops approach simultaneously with numerical methods as Newton-Raphson, LU factorization, splines and inverse Lagrange polynomials. A computational tool has been developed for the combustor sizing and reacting flow analysis. The zero and one-dimensional models are based on the methodology developed by Lefebvre, Melconian e Modak. The thermokinetic, flammability limits and reaction mechanisms models are based on the methodology developed by Gordon and McBride and other authors. The study of the combustion efficiency and stability loops for the studied fuels and their influence on the production of pollutant emissions under several operating conditions is presented. Useful information is generated at the design stage of a fuel flexible gas turbine combustion chamber, which may be used to alter the pollutant emissions at very early stage of the design.