Aeronaves comerciais devem ter seu sistema propulsivo certificado para aeronavegabilidade contínua segundo as normais legais do país onde se pretende operar. Para atingir esta certificação, a aeronave deve passar por extensa campanha de ensaios de modo a demonstrar estar em conformidade com estas normas. Este trabalho apresenta os requisitos para a certificação do sistema propulsivo de uma aeronave comercial segundo a "Federal Aviation Administration" (FAA) e um roteiro detalhado dos ensaios necessários para comprovação de conformidade com estes requisitos. Os resultados de um estudo de caso onde estes ensaios são aplicados ao caso da certificação de instalação de um novo sistema propulsivo de maior empuxo em uma aeronave já certificada são também discutidos.

Esta dissertação tem como objetivo principal realizar o projeto conceitual de um novo motor turbofan, a partir dos requisitos propostos para uma aeronave executiva de alto desempenho. De forma paralela, apresenta uma metodologia para o projeto conceitual de motores turbofan. A aeronave em estudo possui grande alcance e grande velocidade de cruzeiro e assim, o trabalho apresentado visa minimizar as dimensões físicas e o consumo específico do motor. A partir da recepção e interpretação dos requisitos, as principais variáveis do ciclo termodinâmico do motor, nominalmente a temperatura máxima da câmara de combustão, a razão de passagem, a razão de pressão do fan e a razão de pressão do compressor deste motor, são avaliadas através de análises paramétricas e um ou mais ciclos que atendam aos requisitos de consumo específico máximo são escolhidos. Na sequência, a vazão mássica de ar do motor necessária para o cumprimento dos requisitos de tração e as perdas em tração e consumo específico, resultantes da instalação deste motor na aeronave proposta, são calculadas. Por fim, um motor conceito é obtido e seus diagramas de tração máxima, consumo e tração específicas, vazão mássica máxima de ar e desempenho em condição de cruzeiro são apresentados. O trabalho faz uso extensivo das rotinas computacionais ONx e AEDsys, disponíveis em uma das referências bibliográficas, para facilitar o cálculo do desempenho do ciclo termodinâmico em seu ponto de projeto e fora deste.

Nos últimos anos, a necessidade e a busca pela geração de energia de forma eficiente tem sido alvo de pesquisa de muitas universidades e empresas. Empresas vêem oportunidade de suprir a própria demanda e em alguns casos vender o excesso de energia. A empresa brasileira Vale Soluções em Energia (VSE) em parceria com o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) visando entrar nesse mercado de geração de energia desenvolveu um programa de mestrado focando o estudo de turbinas a gás. Este tipo de motor é bastante complexo, tanto no projeto como na operação, e para garantir que o mesmo opere conforme especificado pelo fabricante, testes precisam ser realizados em bancos de ensaios especialmente projetados. Os bancos de ensaio possuem instrumentos que permitem a leitura de parâmetros do motor que possibilitam a verificação de sua eficiência e o seu comportamento, tanto na fase de desenvolvimento ou após passar por manutenção, visando garantir o desempenho e a eficiência dos motores especificados pelo fabricante, em condições seguras de operação. No trabalho foi desenvolvido um estudo pormenorizado da instrumentação necessária para ensaios de turbinas a gás em banco de teste, definindo os tipos de testes e identificando intervalos de regime permanente nos sinais obtidos durante a realização dos mesmos. Para realizar a identificação foi desenvolvido um programa computacional em LabVIEW. Para a validação do algoritmo foi desenvolvido um segundo programa computacional que gera séries temporais, também desenvolvido em ambiente LabVIEW. Neste segundo programa foram geradas séries com intervalos em regime permanente pré definidos e esses intervalos foram comparados com os encontrados pelo programa de identificação de regime permanente.

O principal objetivo deste trabalho é apresentar a especificação de um banco de ensaios de um modelo de turbina axial a gás do motor foguete a propelente líquido RD-0109 russo, com suas principais especificações e características, instrumentação do sistema de medição, sistema de aquisição de dados, bem como o planejamento de ensaios. Para determinar as características de operação da turbina é necessário obter nos ensaios as medidas de rotação, torque, pressão de entrada e saída, vazão mássica e temperatura de entrada e saída. Os dados de medição nos ensaios da turbina serão utilizados para uma análise comparativa com os dados teóricos extraídos do cálculo dos parâmetros de desempenho da turbina a gás. Os ensaios no modelo da turbina axial a gás devem ser realizados utilizando o ar como fluido de trabalho, similar ao fluido-real, e isto se deve ao alto custo e à complexidade dos ensaios se utilizasse como fluido de trabalho o gás gerado pela combustão dos propelentes do motor. Neste caso é evitada a limitação devida a grande dificuldade em proceder-se medições precisas em altas temperaturas e pressões elevadas de entrada e saída.

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.

Uma das grandes dificuldades para a determinação da hélice ideal para a aplicação no grupo moto propulsor em aeronave rádio controlada está associada ao seu desempenho. A escolha ideal do grupo moto propulsor, baseado em um motor responsável pela geração de potência de eixo e uma hélice que converte essa potência em força propulsiva, é de grande importância pois garante uma melhor qualidade de voo e menor consumo da fonte energética, que pode ser um combustível ou energia elétrica. As hélices são diferenciadas por suas características geométricas e aerodinâmicas definidas pelos seus respectivos fabricantes. As principais características geométricas são o diâmetro e o passo geométrico. A principal característica aerodinâmica é curvatura da pá, definida pelo formato aerodinâmico da seção transversal da pá. Este trabalho tem como objetivo principal a caracterização experimental de diversas hélices de diferentes fabricantes. Para tal trabalho foi desenvolvido um banco de hélices para obtenção dos principais parâmetros de desempenho de uma hélice, como força propulsiva e rotação. As hélices testadas possuem diâmetro de 13 polegadas com diferentes passos, sendo elas: APC (13x4, 13x6, 13x9, 13x10 e 13x11), Master Aircrew (13x5, 13x6 e 13x8), JCSuper (13x6) e Top Flite (13x6). Os resultados experimentais foram comparados com resultados obtidos através de modelagem numérica, utilizando a teoria de elemento de pá, e com alguns resultados experimentais e numéricos obtidos na literatura, a fim de validar os resultados numéricos. Os resultados experimentais mostram que hélices de dimensões equivalentes, de diferentes fabricantes, possuem desempenho propulsivo diferente.

Uma combustão eficiente depende de muitos fatores, tais como injeção de combustível, turbulência e características de ignição. Com a melhoria dos motores de combustão interna a intensidade de turbulência e a pressão interna vêm aumentando, demandando com isso sistemas de ignição mais potentes e eficientes. Em motores de injeção direta, as cargas estratificadas resultantes do spray direto guiado por fronteiras ou ainda por escoamento requerem ainda mais energia. Neste trabalho foi investigado o efeito de diversos parâmetros de ignição nos fenômenos elétricos e mecânicos ligados à abertura e sustentação do arco elétrico e ao processo de combustão. Para isso foram estudados limites de centelhamento, diferentes níveis de energia, bobinas e velas com maiores ou menores perdas internas, diferentes cargas impostas ao sistema de ignição e diferentes sistemas. Foram feitas três bancadas de testes: uma com ignição indutiva padrão; uma com ignição indutiva de alta voltagem e uma com ignição capacitiva de alta energia, com voltagem e capacitância variáveis. A aquisição de dados foi feita através de osciloscópios com pontas de prova específicas e fotografias de alta velocidade utilizando a técnica schlieren, que permite avaliar efeitos térmicos e ondas de choque geradas nos processos de centelhamento e combustão. Os resultados obtidos através destes experimentos mostraram que os sistemas de ignição veiculares padrão ainda podem melhorar muito em voltagem, atraso de resposta, limite de centelhamento e energia entregue à câmara de combustão. Com os sistemas de alta voltagem e/ou energia testados neste trabalho, indutivo e especialmente o capacitivo, pode-se aumentar consideravelmente as folgas de vela, o que melhora bastante o rendimento global dos motores de combustão interna.