This work investigates through numerical simulation, the operation of a big bore direct fuel injection spark ignition engine, at part load under stratified operation. It evaluates fuel-air mixture preparation and combustion process with the adoption of detailed chemical kinetics mechanisms for both Isooctane and Ethanol, and applying adaptive mesh refinement to capture the turbulent flame brush. The investigation is split in 3 main parts. In the first part, with Isooctane as fuel, the impact of in-cylinder turbulence level induced by squish has shown that the attempt to isolate the squish ratio, maintaining the bowl shape, for the evaluated cases have led to a scenario not more appropriate for flame initiation and propagation for 2 of the 3 geometries. But the observations made during this initial stage have led to the proposal of a fourth geometry to improve the mixture formation and combustion process. As it was seen the combustion process was about 11.5 deg faster with the new piston bowl proposed. In the second part, still with Isooctane and maintaining the new proposed piston, evaluates the influence of two types of hollow cone fuel injectors, an inwardly and an outwardly opening types, where maintain fixed spark timing, the end of injection is varied and compared among the two cases, while targeting for the same gross IMEP output. The main results are that the outwardly opening injector case resulted in better fuel-air mixture preparation, even with a late end of injection. This led to higher combustion efficiency and lower unburned hydrocarbon, CO and soot emissions, while increasing NOx emissions. The 10-90% MFB burn duration is higher for the outwardly opening injector case. In the last part the outwardly opening spray injector from the previous part, but using Ethanol as fuel has shown that to attain the same IMEP level the injected fuel mass is increased with Ethanol, and with its higher latent heat of vaporization, the time required to have an ignitable fuel-air mixture more than doubled that for the Isooctane case. Another important effect of these is the excessive increase of THC emissions. The overall combustion duration was faster for the Ethanol, mainly as the last part of the combustion was almost twice as fast as for the Isooctane case. It may be a consequence of a more homogeneous fuel-air mixture cloud as the fuel has more time to diffuse as the EOI is more advanced. The in-cylinder charge cooling effect of Ethanol led to a reduction in the in-cylinder temperature, leading to a reduction in NOx formation. CO emissions was also lowered, which is maybe attributed to either the reduced chemical dissociation with the lower temperatures, or reduced fuel rich regions. The reduced fuel rich regions also explain the reason for lower soot emissions.

O presente trabalho trata do projeto aerotermodinâmico de turbinas a vapor de múltiplos estágios baseado em uma abordagem de técnicas de modelamento unidimensional. Um programa computacional foi desenvolvido para projeto preliminar de turbinas a vapor de múltiplos estágios escritos em linguagem FORTRAN 90, visando à redução do tempo de projeto preliminar, a independência de programas comerciais e o acesso ao código fonte para modificar e implementar novos modelos para melhorar o potencial da ferramenta de projeto. Uma revisão dos principais tipos de turbinas a vapor, seus ciclos termodinâmicos, principais componentes, funcionamento básico e os mecanismos de perdas envolvidos são apresentados. A metodologia de cálculo empregado no projeto preliminar da turbina a vapor e a implementação do International Association for the Properties of Water and Steam (IAPWS) são apresentadas, para o cálculo das propriedades termodinâmicas, assim como do critério de vórtice livre e o modelo de perdas desenvolvido por Dunham e Came. Os resultados do programa computacional desenvolvido foram comparados com os resultados do programa comercial desenvolvido pela CONCEPTS NRECTM, AXIAL. A comparação foi realizada para uma turbina a vapor de um estágio e uma turbina a vapor de dois estágios. A análise comparativa foi feita na linha media e mostrou que os resultados do programa computacional desenvolvido estão próximo dos valores calculados pelo programa comercial com desvios e diferenças aceitáveis devido à diferente metodologia, procedimento numérico e calibração do modelo de perdas entre os mesmos.

O presente trabalho objetiva o desenvolvimento, implementação e análise de métodos numéricos baseados em técnicas de malhas de blocos múltiplos. As malhas de blocos múltiplos se dividem em malhas de blocos múltiplos justapostos e malhas de blocos múltiplos sobrepostos. Dentre as classes existentes destes métodos, o trabalho vai se concentrar em técnicas de malhas sobrepostos. Dentre as classes existentes destes métodos, o trabalho vai se concentrar em técnicas de malhas sobrepostas, porque estas oferecem uma maior flexibilidade para o procedimento de geração de malhas estruturadas. Estas técnicas são particularmente adequadas para configurações realisticamente complexas. O presente trabalho analisa a técnica Chimera, explicando os processos a serem feitos para a criação de uma malha adequada para aplicação desta técnica. O trabalho compreeende também o desenvolvimento e validação de códigos de simulação baseados em uma formulação bidimensional e tridimensional. O algoritmo numérico para a solução de equações Euler/Navier-Stokes usa um esquema centrado com dissipação artificial no contexto de diferenças finitas. As aplicações realizadas com esta técnica foram feitas sobre geometrias de interesse em aerodinâmica.

A formulação do método de elementos de contorno é desenvolvida para aplicação em problemas de escoamento de fluidos, utilizando a técnica dos resíduos ponderados. As equações integrais de contorno e as soluções fundamentais são obtidas para o estudo de escoamentos em regime permanente e não-permanente. A aplicação do método de elementos de contorno a problemas bidimensionais de fluidos viscosos incompressíveis, em regime permanente, é estendida para fluidos viscosos compressíveis. Uma abordagem especial dos termos não-lineares das equações de Navier-Stokes é feita para permitir a aplicação do método a escoamentos com altos números de Reynolds. O método é aplicado para a solução de diversos tipos de escoamentos.

CPL (Capillary Pumped Loop) é um sistema de transporte de calor na forma de um circuito fechado por onde circula um fluido, bombeado de pressão capilar. O calor é transportado utilizando-se os processos de evaporação e condensação que o fluido sofre ao longo do circuito. Neste trabalho, uma nova configuração de CPL é estudada experimental e teoricamente. Com o objetivo de criar uma interface fixa entre o líquido e o vapor dentro do circuito, o condensador convencional tipo serpentina é substituída por um contendo material poroso no seu interior. A idéia é ter um sistema simples, leve e confiável, sem os problemas operacionais do CPL convencional. Um protótipo é fabricado e testado em diferentes condições de operação, demonstrando a funcionalidade e indicando o desempenho deste tipo de CPL. Um modelo matemático, que simula o comportamento térmico e hidrodinâmico do dispositivo em função das condições de operação, é desenvolvido e validado com dados experimentais. Utilizando o modelo, estudam-se as características opercaionais deste sitema, incluindo levantamento das condições necessárias para operação e inicialização, identificação e caracterização do modo de operação, e análise de sensibilidade em relação aos principais parâmetros de projeto.

O presente trabalho teve por objetivo estudar a possibilidade de se utilizar esquemas "upwind" para simular escoamentos supersônicos e hipersônicos, sendo adotado, para isto, o esquema de separação de vetores de fluxo de Van Leer. Foram realizadas diversas simulações numéricas utilizando o escoamento interno de uma entrada de ar hipersônica e compararam-se resultados com os obtidos empregando-se o esquema centrado. O escoamento foi modelado pelas equações de Euler em duas dimensões, utilizando-se um método de volumes finitos aplicado a um contexto de malhas não-estruturadas, sendo a marcha no tempo do sistema de equações feita por meio de um método explícito de Runge-Kutta híbrido de cinco passos. A malha computacional foi obtida utilizando-se um esquema de avanço de geração com capacidade limitada de refinamento. Os resultados obtidos possibilitam a avaliação e comparação dos métodos com relação a formação da onda de choque oblíqua, bem como o comportamento em relação à pressão, à densidade e ao número de Mach. Finalmente, foram discutidas as características observadas para cada método.

This works presents numerical predictions for the flow and temperature fields formed by two coaxial streams confined in a duct having a gradually varying cross section segment. The well-known marching-forward method of Patankar-Spalding was used for sweepingthe computational domain. The standard k-e model was applied for handling turbulence. Computations are first performed for laminar cases in order to assess the reliability of the numerical code. Both isothermal and heated flow, in a constant cross section duct, were considered. Results are then presented for developed turbulent pipe flow showing good agreement with experimental values. Computations for coaxial confined turbulent jets are then presented and compared with available experimental data. Non-isothermal results follow showing interesting dissimilarity between turbulent kinetic energy and Nusselt number.

Dutos retangulares são muito utilizados em dispositivos trocadores de calor. Este trablaho visa investigar, usando um modelo computacional, os efeitos da geração de entropia provocadas pelas irreversibilidades decorrentes do atrito viscoco do escoamento e das resultantes da transferência de calor em escoamentos laminares com perfis térmicos e hidrodinamicamente desenvolvidos. Esta investigação permite avaliar a geração de entropia, a qual é influenciada pelo campo de temperatura no contorno, pelo tipo de escoamento, pelas propriedades do fluido e por parâmetros geométricos. Primeiro, o modelo calcula o campo de velocidade. Em seguida é resolvida a equação da energia, obtendo-se assim, o campo de temperatura do fluido para uma dada distribuição imposta no contorno, não necessariamente uniforme. Uma vez conhecidos o campo de velocidade e de temperatura é calculado o campo de geração de entropia por unidade de volume. Com uma dupla integração é calculada a geração de entropia global por unidade de comprimento na seção analisada. A consistência do modelo computacional é verificada pelo refino da malha e pela diminuição da tolerância. São realizadas validações dos métodos utilizados para os cálculos dos campos de velocidade e de temperatura do fluido. Várias razões de aspecto (altura por largura do duto) são estudadas para vários tipos de fluidos. A influência devida aos efeitos viscosos e da troca de calor sobre a geração de entropia é estudada para vários tipos de fluidos, variando-se o número de Prandtl.

Esta dissertação apresenta um conjunto de equações que modelam a dinâmica dos seguintes elementos básicos de um motor-foguete a propelente líquido (MFPL): câmara de empuxo (cabeçote de injeção e câmara de combustão); linha de alimentação (duto de seção transversal circular ou geometricamente equivalente); constritor (orifício calibrado ou válvula); regulador (regulador de pressão ou regulador de empuxo) e turbobomba (bomba centrífuga e turbina de impulso com um estágio). A abordagem usada neste trabalho é adequada para estudar variações temporais durante a fase de operação normal do motor, isto é, excluindo-se as fases de partida e de corte do mesmo. Adicionalmente, podem ser investigados problemas relacionados a instabilidades de baixa freqüência no sistema hidropneumático, as quais podem degenerar a eficiência do motor ou causar danos ao mesmo. As equações finais, relativas a cada um dos elementos básicos, são implementadas como diagramas de blocos encapsulados usando-se o software Matlab-Simulink e, com eles, é criada uma biblioteca de blocos para aplicações específicas em MFPL. Tal recurso dá a possiblidade de se fazer simulações computacionais de diferentes configurações de motor através de simples modificações na interação entre os blocos, além de permitir se verificar os efeitos causados pela modificação de quaisquer parâmetros do motor. Para ilustrar algumas possíveis aplicações, são estudadas duas configurações distintas: um MFPL pressurizado por gás e um por bomba. Em ambos os casos, respostas a degrau e respostas em freqüência são determinadas e usadas para analisar os efeitos do tempo de preparação da mistura (necessário para injetar, pulverizar, misturar e evaporar os propelentes) sobre a pressão da câmara de combustão.

The main aim is to understand the gas dynamic process, which occurs inside a two-stage turbine and to propose an algorithm for the simulation of a two-stage turbine at design and off-design points. The explanation of each chapter is constructed to make further works easy, which should be the main of any research work that needs to be continued. Moreover, the structure of the chapters is organized in order to expose the theory in a progressive order, avoiding confusing references to preceding topics. According to this method, the content of each chapter is showed in following topics. The Introduction explains the main goals of the Brazilian Space Agency (AEB), focusing the launching vehicle. Chapter II describes a two-stage impulse turbine designed for a liquid rocket engine and some trubopump basic design criteria. A detailed description of the main losses in two-stage axial turbines of liquid propellant rocket engine is depicted in Chapter III. The explanation are always associated with Russian experimental results showed in graphics or equations relating physical variables neasurable in experiments, and dimensionless factors of losses and efficiency. Experimental evidences have been used to produce experimental equations for the determination of the magnitude of the losses and flow angles in blade rows. Several design solution proposed in Chapter IV for improving the efficiency are based on empirical data. Then, some concepts are introduced in designing gas turbines as: power Nu' specific work Lu'load coefficient Lu.ratio and efficiency hu as function of the ratio of the tangential speed u to the adiabatic speed cad for single-stage an two-stage turbines and turbine specific work LT, turbine load coefficient LT.ratio' overall turbine efficiency hT and turbine power NT as function of the ratio of the tangential speed u to the adiabatic speed cad for two-stage turbines. The flow through nozzles and blade rows is examined in detail in Chapter V, where the process of gas expansion in cascades and features of the flow over blade surfaces are described for subsonic, transonic and supersonic conditions. In Chapter V, it is also discussed the structure of the boundary layer in order to reveal the general laws governing the flow around of blades and the methods used for designing blade profiles to lower shock waves. In the first topic of Chapter VI, the initial parameters of turbine calculations are slected and its values are defined according to initial data analysis. In the second topic, the dimensionless criteria for similarity of gas turbine are described. The basic parameters and the dimensionless criteria for similarity of gas turbine allow the definition of the mass flow and energy charactiristics of the turbines. Special attention is devoted to particular characteristics of high and low-pressure turbines. The relations explained in the preceding chapters are used for implementation of a computer program, using software "Mathcad" for simulation of the turbine working at design and off-design conditions. The algoritms for one and two axial impulse turbines are saved in the files I.mcd and II.mcd respectively in the CD-ROM. The appendix only shows the output data for two-stage axial impulse turbines. In Chapter 7, the validation of the methodology and the computer program is done using test data from Russian bipropellant (kerosene and liquid oxygen) engine RD - 0109 for the design point and using general empirical relations, obtained from linear regression of test data of actual one and two-stage axial impulse turbines for off-design points.