Neste trabalho são apresentados os resultados de um estudo numérico da ignição e desenvolvimento da combustão de uma mistura de hidrogênio e ar a jusante de uma onda de choque oblíqua estabilizada no bordo de ataque de um diedro. Exista interesse, em particular, em analisar as condições de escoamento que levam a obtenção de uma onda de detonação oblíqua. Para isto foi usado um código de cálculo que resolve as equações de Euler, dentro de sua versão não estacionária e bidimensional para um escoamento reativo. A técnica utilizada é uma técnica de volumes finitos sobre uma malha não estruturada adaptativa. Este código de cálculo oferece a possibilidade de refinar a malha de cálculo nos lugares onde os gradientes das propriedades do escoamento são elevados. Este estudo começa por uma pesquisa das condições necessárias à obtenção de uma onda de detonação oblíqua.Este estudo inicial é baseado na técnica das polares de choque e detonação e, também, na determinação do comprimento de indução da cinética química a jusante da onda de choque oblíqua inicial. Em seguida, foi de interesse estudar a estrutura do conjunto da transição onda de choque oblíqua / onda de detonação oblíqua. Foram caracterizados, também, dois tipos de transição, suave e abrupta. Foi colocado em evidência o papel da razão entre o tempo de liberação de calor e o tempo de reação química total sobre o tipo de transição obtido. Foi colocado também em evidência que, quando esta razão tende a zero e o ângulo do diedro se aproxima do máximo permitido para uma onda de detonação oblíqua plana, a região de transição apresenta uma onda de detonação transversal do tipo Chapman-Jouguet similar àquela obtida nas experiências de Viguier e Desbordes. Finalmente, são apresentados os primeiros resultados do estudo de uma configuração onde o diedro possui um comprimento finito. Neste caso, um conjunto de ondas de expansão interage com a onda de detonação oblíqua forte inicial. Os resultados numéricos colocam em evidência que existem as condições para que o resultado desta interação, a onda de detonação oblíqua obtida, satisfaça às condições de Chapman-Jouguet.

The stability of a liquid rocket engine (LRE) has long been extensively studied in foreign space programs, mainly because the combustion chamber, by itself, is a source of unstable process. The next phase of the Brazilian space program requires a reliable engine to fulfill the mission goal. Thus, understanding and predicting the influence of self-oscillating process ia a necessity. The theoretical analysis of system stability, as wel as, the simulation of its operation requires the elaboration of the mathematical model to describe, approximately, the most important phenomena of an actual system. In the present work, the calculation of the model parameters is based on a gesidned LRE, which is able to be part of the second stage of the VLS-2. The combustion chamber, the injector head, he cooling jacket and the pipelines constitute a model that is simulated, and the influence of liquid compressibility effect, on its step and frequency responses, is considered. Afterwards, the stability of the system is analyzed using the Routh-Hurwitz criterion. Undoubtedly, the most interesting task in the study of system stabiblity is the definition of how a given parameter of the system influences on its stability. Here, the stated problem is solved by the construction of a region of stability, using three criteria, Mikhailov, Routh-Hurwitz and Hermite-Biehler, to find out the stability limits. The Hermite-Biehler (Interlacing) Theorem succeds in providing this region when more than one parameter is being analyzed. In the last chapter is introduced a new approach for the study of dynamic characteristics of system, the Kharitonov's Theorem, where a parameter is considered with uncertainties. For LRE this is very important, specially when it is treated in the combustion processes.

O injetor tem uma função importante introduzindo os propelentes no interior da câmara de combustão, fazendo com que os líquidos sejam divididos em pequenas gotículas (atomização), distribuindo e misturando o oxidante e o combustível na proporção correta e nas condições adequadas, para produzir um eficiente e estável processo de combustão. O presente trabalho teve três objetivos: ensaiar um injetor centrífugo a bipropelente líquido criogênico utilizando etanol como combustível e oxigênio líquido como oxidante, em uma pequena câmara de combustão, visando atingir 10 bar de pressão de combustão, determinando sua velocidade característica; Testar um ignitor ressonante externo a câmara de combustão, abaixo da tubeira; e apresentar um novo projeto de cabeçote injetor para a continuação do estudo da combustão. O ignitor ressonante foi posicionado do lado externo da câmara de combustão. Seu bocal de saída de chama foi direcionado para a garganta da tubeira 36 em relação a horizontal, nesta configuração o ignitor ressonante iniciou a combustão no interior da câmara mostrando-se adequado para os experimentos. Três ensaios de combustão foram efetuados apresentando alguma instabilidade de combustão, porém não prejudicou a condução dos experimentos. O ensaio 01 alcançou a pressão de combustão de 10 bar, porém não foi mantida. A pressão de combustão média na faixa de tempo escolhida foi de 7,6 bar, alcançando a velocidade característica máxima de 945,2 m/s. A baixa velocidade característica observada nos ensaios indica que a combustão do etanol não foi completa. Após os ensaios com combustão, o elemento injetor 01 foi retirado do cabeçote, apresentando-se em perfeitas condições sem queima erosiva. O novo cabeçote projetado teve sua concepção baseada em todas as considerações e requisitos elencados. Todos os componentes do cabeçote Quatrele foram modelados em CAD CATIA V5 apresentando menor massa estrutural e maior volume para o oxigênio líquido, em comparação ao cabeçote 03 e elemento injetor 01.

Sabe-se que um bom projeto de coletor de admissão é um fator importante para um bom desempenho de um motor de combustão interna. Modelos computacionais têm sido usados para simular escoamentos não-permanentes e compressíveis fornecendo assim suporte para melhor projeto do coletor. Neste trabalho, o estudo de escoamento compressível, intermitente e turbulento de fluido newtoniano no interior de cilindros de seção circular tem por objetivo entender os fenômenos que ocorrem dentro de um sistema complexo de dutos que conduzem o ar até os cilindros de um motor. Para tal é necessário primeiramente conhecer quais são estes fenômenos e identificar os parâmetros cruciais que influenciam no processo de solução do modelo matemático em uma geometria simplificada e assim possibilitar a avaliação do sistema em operação em uma geometria complexa. O modelo matemático usado para o escoamento compressível pulsátil dentro do duto circular reto é o URANS (Unsteady Reynolds Averaged Navier-Stokes). Para resolver as equações governantes do modelo matemático (continuidade, quantidade de movimento, energia e modelo de turbulência) é usado o software ANSYS Fluent CFD. Esta ferramenta é baseada na discretização de volumes finitos. Este trabalho é composto por três etapas. Na primeira etapa a abordagem baseada na pressão é usada resolvendo as equações governantes de forma segregada. Após um estudo de malha, os resultados obtidos mostraram que um duto excitado por um único pulso tem uma resposta periódica com frequência constante, e certo grau de amortecimento ao longo do comprimento do duto. Foi mostrado que o comprimento do duto é o parâmetro de maior influencia no comportamento dinâmico do sistema. Na segunda etapa a mesma geometria foi empregada e o mesmo tipo de abordagem foi usada. Foi observada a resposta dinâmica de uma condição de contorno de pressão oscilante na saída do duto. É possível verificar a importância da compressibilidade do ar que atenua as amplitudes das oscilações de pressão e vazão em massa ao longo do duto. E finalmente, a terceira etapa consistiu em uma geometria complexa, formada por um duto principal, um plenum e dois runners. Como condições de contorno na saída dos dois dutos secundários foram impostas perturbações de pressão de mesma amplitude e fases variáveis, e assim verificada a vazão em massa para cada defasagem pré-estabelecida.

As rigorosas legislações ambientais direcionam os fabricantes de turbinas a gás a desenvolver novos projetos de câmara de combustão para reduzir as emissões de poluentes. Nas últimas duas décadas, a combustão de reagentes pré-misturados em razão de equivalência pobre tornou-se a principal tecnologia para controlar as emissões de NOx em turbinas a gás. No entanto, câmaras de combustão com pré-mistura pobre de reagentes são inerentemente sensíveis a oscilações de pressão que podem conduzir a instabilidades de combustão. Essas oscilações podem afetar a liberação de calor, as emissões de poluentes e o tempo de vida da câmara e de outros componentes do motor. Além disso, existem outros problemas associados com a estabilização da chama em sistemas de combustão que utilizam o conceito de câmaras com pré-mistura pobre de reagentes, tais como sopramento e retorno de chama. Em geral as turbinas a gás utilizam alta intensidade de rotação para estabilizar as chamas através da formação de uma forte zona de recirculação. Porém, os desenvolvimentos recentes nestes dispositivos demostram que é possível alcançar um regime específico diminuindo a intensidade de rotação de reagentes pré-misturados e pobres com uma geometria adequada. Essa geometria foi definida como sistema de baixa intensidade de rotação e é capaz de gerar chamas suspensas e estáveis sem uma forte zona de recirculação do escoamento. Neste trabalho foram estudadas experimentalmente chamas pré-misturadas e pobres, em condições de pressão atmosférica e confinadas em uma câmara de combustão, geradas por um sistema capaz de fornecer diferentes: níveis de baixa intensidade de rotação aos reagentes, razões de equivalência e potências térmicas. Foram analisados os escoamentos reativos, as emissões de NOx e CO e as oscilações de pressão no interior da câmara de combustão. Os resultados demostraram a influência da intensidade de rotação na formação e desenvolvimento dos vórtices e zona de recirculação interna, no formato e deslocamento das chamas suspensas e apresentaram níveis: baixos de oscilações de pressão no interior da câmara e baixos de emissões de NOx.

O objetivo principal deste trabalho é apresentar uma proposta de metodologia de ensaio para motores foguete à propulsão líquida. Como Objetivo complementar sugerir quais ensaios preliminares devem ser realizados, cada qual com sua particularidade e importância, antes da realização do ensaio final. O trabalho apresenta para entendimento, considerações sobre a propulsão líquida e ao final realiza um teste a quente aplicando a metodologia proposta. São realizadas simulações com o uso de etanol com adições de água nas proporções 99,5%, 85% e 70% e são apresentados dados coletados necessários para se determinar o ciclograma de funcionamento do motor.

Há uma extensa variedade de aplicações em engenharia em que é necessário desenvolver o projeto acústico de cavidades, as quais foram concebidas com objetivos os mais diversos. No setor aeroespacial destacam-se: cabine de passageiros em aeronaves, baia de equipamentos, coifa e câmara de combustão de motor foguete em veículos espaciais. No projeto acústico de cavidades é comum deparar-se com a característica de materiais que dependam da frequência e com modos complexos provenientes de sistemas com alto amortecimento local. Nesse sentido, a pesquisa aqui proposta pretende utilizar os avanços alcançados com métodos de síntese de subestruturas e de modificação estrutural, mais especificamente, os que se baseiam no domínio da frequência, para desenvolver um modelo de síntese de subsistemas acústicos utilizando funções de impedância. Objetiva-se predizer o comportamento acústico de uma nova cavidade, através da síntese de subsistemas (cavidade original e elementos modificantes) via funções de impedância escalonadas. Puderam ser comprovados: o acoplamento de cavidades (para alteração de formas modais e frequências naturais); a aplicação de material de absorção (visando atenuação resistiva); e a inserção (simples e múltipla) de ressonadores (visando atenuação reativa), sem a necessidade de refazer modelos completos. O método mostrou-se bastante versátil, ao utilizar modelos numéricos (elementos finitos) e analíticos concomitantemente com funções de impedância obtidas experimentalmente. Seu desempenho se destacou pela habilidade em lidar com modos complexos e características dependentes da frequência, bem como pela possibilidade realizar síntese simultânea ou distribuída. Como estudo de caso, ressonadores foram inseridos em uma câmara de combustão de motor foguete, através da síntese proposta, e a validação foi realizada em um ensaio a frio para comprovar sua atenuação, de fundamental importância para o controle da instabilidade de combustão.

A proposta desta pesquisa é realizar um estudo numérico da utilização do etanol como combustível alternativo em turbinas a gás, seguindo a tendência mundial na busca por combustíveis menos poluentes. Esta pesquisa tem como principal objetivo, identificar o impacto da mudança do combustível na metodologia corrente de projeto de câmaras de combustão de turbinas a gás. Como ferramenta principal, é utilizado pacote computacional de CFD - "Computational Fluid Dynamics" - para simulação dos escoamentos reativos no interior dos combustores analisados. O presente trabalho é parte de um esforço para o desenvolvimento de metodologia para projeto de câmaras de combustão de turbinas a gás voltadas a utilização de etanol como combustível, de forma eficiente. Em grande parte, isto depende do posicionamento otimizado dos furos de admissão de ar para as zonas primária e secundária, no que tange o grau de homogeneização da temperatura dos gases à saída do combustor, ou "temperature traverse quality" (T.T.Q.), ou TQ simplesmente. Para tanto, utiliza-se critérios de projeto unidimensionais para projeto preliminar de combustores ';genéricos';, equivalentes a combustores existentes, tomados como referência. Posteriormente, procede-se à verificação da qualidade do escoamento no interior da câmara de combustão através de simulações computacionais (CFD) para cálculo do escoamento 3D, bifásico (spray), viscoso, compressível, turbulento, radiante e reativo. Os resultados demonstram a viabilidade técnica de utilização do etanol como combustível. As dimensões do combustor a etanol são compatíveis com aquelas obtidas no projeto de combustores a querosene de aviação. É possível a identificação do posicionamento ótimo das fileiras de furos das zonas primária e secundária ao longo do eixo longitudinal do combustor. Os valores de eficiência térmica, TQ e de emissões para alguns poluentes são compatíveis com aqueles encontrados na literatura. Resultados dos cálculos em CFD e parâmetros utilizados no dimensionamento preliminar para mínimo TQ são correlacionados ao final.

The entire world is concerned about running out of petroleum in the future, since 90% of all primary energy currently produced is derived from petroleum. Concern also exists about emissions and their impact on the environment, which are a byproduct of the petroleum combustion process. Renewable biofuels are currently seen as good alternatives, which may address both concerns. One of the most promising biofuels, to be used in the world transportation sector on ground and in air, is farnesane (C15H32). Farnesane is a hydrocarbon produced by adding Hydrogen to farnesene, which is extracted from yeast-fermented sugar cane. Among the air pollutants emitted by any combustion process, particulates are most harmful to the environment. Particulates whose size is lower than 100 nm are known as soot. Soot emission also represents a loss of useful energy, negatively affecting the efficiency of any combustion process. This work provides a comparison of the soot emissions of wick-fed diffusion flames from mixtures, in different proportions (0, 5, 10, 20, 50, 75 and 100%), of aviation kerosine (also known as aviation turbine fuel or simply jet fuel) with farnesane, using Laser Induced Incandescence (LII) technique, to evaluate the effects of farnesane in aviation kerosine combustion. Furthermore, a mapping of Polycyclic Aromatic Hydrocarbons (PAH) formation for each blend is provided, since PAH is considered to be the main soot precursor. The results demonstrate that the maximum concentration of soot is located 11 mm above the burner and that the addition of farnesane to kerosine inhibits PAH formation, which causes soot concentration to decrease. Regarding soot particle diameter, they present low axial variation for fuel blends with low quantities of farnesane. Soot particle size decreases at fuel blends with higher proportions of farnesane, and for all fuel blends the smallest soot particle sizes are observed at 11 mm above burner, which is the same height as the highest soot volume fraction.

O presente trabalho está inserido no campo de investigação do movimento. Sua finalidade é a compreensão da interação entre o processo de combustão e as ondas acústicas. Experiências anteriores mostraram que sob ondas acústicas e em certas condições, a combustão não pré-misturada pode se comportar como uma combustão pré-misturada nos aspectos de baixa emissão de poluentes e mantendo a característica favorável de não estar sujeita a ignição no compartimento de pré-mistura. A informação sobre o campo de velocidades é fundamental para se entender a interação entre a chama e as ondas acústicas. Essa informação foi obtida através da técnica de velocimetria por imagem de partículas (PIV), cuja taxa de aquisição máxima é de 15 Hz, muito menor que as frequências das ondas acústicas investigadas. Para superar essa limitação, foi desenvolvida uma metodologia que a partir de medidas de velocidade uniformemente distribuídas é capaz de indicar a velocidade média do escoamento e a velocidade acústica. Foi feita uma avaliação abrangente da confiabilidade da técnica de PIV usada para medir velocidade acústica, a qual mostrou que os resultados tem alta confiabilidade. Foram realizadas com êxito medidas de velocidade acústica e de corrente acústica em escoamentos não reativos e reativos. A corrente acústica identificada difere dos tipos de correntes acústicas já conhecidas, como a de Rayleigh, de Eckart e de Schlichting, para as quais as velocidades de corrente estão numa ordem de grandeza menor que a velocidade acústica; enquanto, nesse tipo as velocidades de corrente estão na mesma ordem de grandeza que a velocidade acústica. Foi encontrado um número de Strouhal crítico, acima do qual esse tipo de corrente acústica não ocorre. Os resultados da experiência mostram que a corrente acústica encontrada move o ar periférico para o interior da chama.