o presente trabalho tem por objetivo desenvolver um código computacional destinado à simulaçáo numérica tridimensional e de escoamentos compressíveis hipersônicos em especial para analisar o processo de reentrada de veículos espaciais na atmosfera terrestre. Devido ás temperaturas elevadas encontradas neste tipo de escoamento, efeitos de altas temperaturas sáo incluídos, como excitação vibracional das moléculas e reações químícas. Utiliza-se o modelo de 2 temperaturas (translacional e vibracional);5 espécíes (N2, O2, NO, N, O) e 17 reações químicas de Park [1986 para o modelamento do fenômeno termo-químico. Introduz-se uma formulação baseada no método dos elementos finitos, através do esquema de Taylor-Calerkin, para a discretização do tempo e do espaço e para a solução do sistema de equações. Alguns exemplos e aplicações de problemas hipersônicos bi e tridimensionais, difusivos e não difusivos, são apresentados, incluindo comparações entre os resultados obtidos no presente trabalho e na literatura.

o presente trabalho tem por objetivo desenvolver um código computacional destinado à simulaçáo numérica tridimensional e de escoamentos compressíveis hipersônicos em especial para analisar o processo de reentrada de veículos espaciais na atmosfera terrestre. Devido ás temperaturas elevadas encontradas neste tipo de escoamento, efeitos de altas temperaturas sáo incluídos, como excitação vibracional das moléculas e reações químícas. Utiliza-se o modelo de 2 temperaturas (translacional e vibracional);5 espécíes (N2, O2, NO, N, O) e 17 reações químicas de Park [1986 para o modelamento do fenômeno termo-químico. Introduz-se uma formulação baseada no método dos elementos finitos, através do esquema de Taylor-Calerkin, para a discretização do tempo e do espaço e para a solução do sistema de equações. Alguns exemplos e aplicações de problemas hipersônicos bi e tridimensionais, difusivos e não difusivos, são apresentados, incluindo comparações entre os resultados obtidos no presente trabalho e na literatura.

o presente trabalho tem por objetivo desenvolver um código computacional destinado à simulaçáo numérica tridimensional e de escoamentos compressíveis hipersônicos em especial para analisar o processo de reentrada de veículos espaciais na atmosfera terrestre. Devido ás temperaturas elevadas encontradas neste tipo de escoamento, efeitos de altas temperaturas sáo incluídos, como excitação vibracional das moléculas e reações químícas. Utiliza-se o modelo de 2 temperaturas (translacional e vibracional);5 espécíes (N2, O2, NO, N, O) e 17 reações químicas de Park [1986 para o modelamento do fenômeno termo-químico. Introduz-se uma formulação baseada no método dos elementos finitos, através do esquema de Taylor-Calerkin, para a discretização do tempo e do espaço e para a solução do sistema de equações. Alguns exemplos e aplicações de problemas hipersônicos bi e tridimensionais, difusivos e não difusivos, são apresentados, incluindo comparações entre os resultados obtidos no presente trabalho e na literatura.

Com o advento de tecnologias de propulsão de veículos a velocidades supersônicas e hipersônicas, questões referentes a elevadas taxas de transferência de calor e magnitude de força de arrasto têm sido analisadas sob vários pontos de vista científicos, como física de plasmas, aerodinâmica, resistência estrutural, dentre outros. Neste trabalho, com o objetivo de se analisar o efeito de adição de energia na forma contínua a um escoamento de alta velocidade, foram realizados cálculos numéricos, por meio do software Fluent, de escoamento considerando a adição de energia sob a forma de calor em uma pequena região a montante de um corpo rombudo. São considerados efeitos pertinentes apenas à dinâmica dos gases, e desconsideram-se efeitos reativos, de formação de plasma e outros que possam surgir devido à energização do fluido em alta velocidade. Os resultados obtidos indicam que o principal efeito da adição de energia ao escoamento consiste em modificar o trajeto de elementos de fluido, desviando as linhas de corrente de tal forma que a onda de choque a montante de um corpo rombudo torna-se mais fraca e com geometria mais alongada. Foi observado que a redução do arrasto causada pela adição de energia contínua pode ser superior a 50% do valor referente ao escoamento sem fonte de calor, embora na aplicação prática desse tipo de processo seja necessário considerar a economia de potência dispendida na fonte de energia e na fornecida ao veículo em comparação com a potência necessária para o veículo manter um voo de cruzeiro. Uma análise paramétrica no que diz respeito ao efeito das variações de potência e localização da fonte de calor, dispersão da energia depositada e número de Mach sobre o arrasto de onda do corpo foi também realizada.

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 presente trabalho tem por objetivo avaliar os efeitos de não-equilíbrio químico sobre a solução das equações de camada limite na região de estagnação de veículos hipersônicos. Foram obtidas soluções para altitudes entre 33 km e 63 km e velocidades entre 1,9 km/s e 7,5 km/s considerando-se três situações distintas: equilíbrio químico, escoamento congelado e não-equilíbrio químico. A solução das equações de camada limite laminar foi obtida usando-se o conceito de solução similar. Foi adotado um mecanismo de reações químicas que considera os fenômenos de dissociação e recombinação e a coexistência de até cinco espécies químicas no ar (N2, O2, NO, O e N). A partir dos perfis de velocidade, temperatura e de composição química no interior da camada limite, concluiu-se que os efeitos de não-equilíbrio químico são significativos para escoamentos com Mach acima de 10. Observou-se também que a partir deste ponto ocorre uma elevação do fluxo de calor no ponto de estagnação em relação àquele previsto pelos cálculos sob a hipótese de equilíbrio químico. Para M entre 10 e 17, os resultados obtidos sob a hipótese de não-equilíbrio químico são semelhantes aqueles obtidos sob a hipótese de escoamento congelado. Em função das hipóteses e da metodologia de solução adotadas, a solução do problema sob a hipótese de não-equilíbrio químico foi restrita a M = 17. Para a condição de escoamento congelado, entretanto, tal limitação não se aplicou e o procedimento de solução foi estendido até M = 23. Os resultados obtidos para o fluxo de calor no ponto de estagnação foram comparados aos de Fay e Riddell (1958) e de De Filippis e Serpico (2000). Uma boa concordância entre os resultados deste trabalho e os de De Filippis e Serpico foi observada.

Para o desenvolvimento dos estudos da combustão supersônica está sendo montada no INPE (Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais), em parceria com o IEAv (Instituto de Estudos Avançados), uma bancada de testes do tipo diretamente-conectada, para ensaios de combustores supersônicos. Esta bancada, junto com o túnel de choque hipersônico e o lançador hipersônico de massa, existentes no IEAv, formam o conjunto dos três equipamentos para ensaios em solo de aerotermodinâmica, necessários para a pesquisa e o desenvolvimento de motores aspirados do tipo "scramjets" ("supersonic combustion ramjets") e para testes de aerodinâmica interna e externa de modelos reduzidos de veículos hipersônicos. A bancada é formada basicamente por uma câmara de combustão, conhecida como gerador de ar viciado, acoplada a um bocal supersônico, cuja função é simular as condições do escoamento de ar atmosférico atrás de ondas de choque cônicas ou oblíquas que se formam em frente a veículos voando com velocidades hipersônicas. As características principais deste escoamento são de temperaturas elevadas, obtidas no gerador de ar viciado por combustão, e de velocidades supersônicas, obtidas no bocal supersônico. Para que a bancada funcione realmente como um equipamento de ensaios é necessário se ter o controle sobre as condições do escoamento de teste na saída da mesma. Assim surgiu a necessidade de se fazer uma avaliação completa do escoamento no interior desta bancada para se conhecer todos os fenômenos envolvidos no processo e obter a relação entre as condições do escoamento na entrada da câmara de combustão do gerador de ar viciado, as quais podem ser manipuladas, e as condições do escoamento de teste na saída do bocal supersônico que devem ser simuladas. A caracterização completa do escoamento no interior da bancada foi feita, neste trabalho, em três partes: a primeira é o estudo do escoamento cônico considerando o ar atmosférico, para a obtenção das condições do vôo real que devem ser simuladas, a segunda é a avaliação do processo de combustão no interior do gerador de ar viciado para a obtenção das condições de temperatura desejadas na saída da câmara de combustão e a terceira é o estudo do escoamento através do bocal supersônico convergente-divergente para a obtenção das condições de velocidade do ar viciado já aquecido a serem geradas na saída da bancada. Com o conhecimento obtido neste trabalho é possível controlar e sintonizar as condições de ensaio desejadas na saída da bancada de testes de combustão supersônica através somente da variação das vazões dos reagentes na entrada da câmara de combustão do gerador de ar viciado.

A new and promising technique for improving shock tube/tunnel performance is presented. This technique is able to produce higher reservoir enthalpy levels than the ones usually obtained with conventional shock tubes/tunnels, when operating in the Equilibrium Interface Condition. The new technique, which is tentatively being called "Gaseous Piston Technique", has been proven also to prevent combustion from taking place at the air-hydrogen interface, and seems to be capable to improve the available testing time by reducing the test gas contamination by the driver gas. The qualitative agreement of both numerical and experimental investigations is very encouraging.

This work is part of the research and development, at the Institute for Advanced Studies (IEAv), of the first Brazilian hypersonic vehicle prototype, the 14-X airplane. As this vehicle will be propelled by scramjet (supersonic combustion ramjet) engines, this work presents detailed two-dimensional CFD analyses of the airflow in the intake system of such engines based on the 14-XB scramjet geometry and the expected flight conditions. The main objective is to study the airflow in the intake of the 14-XB at nominal flight condition and also for some off-design flight conditions and geometry using numerical methods and models available in the Fluent code. Off-design values of the vehicle velocity, angle of attack and altitude as well as of the angle of the inlet compression ramp and the number of inlet compression ramps were chosen to show how these changes impact the overall intake airflow. In this study are presented results for the airflow in the entire intake system and of specific flow variables at the engine combustor entrance, as well as calculation results of some intake performance parameters. Both, wall temperature and free stream flow turbulence effects on the intake airflow have also been analyzed. Investigation of viscous flow modeling and of the effects of temperature-dependent air properties has also been performed. Inviscid flow calculations have been performed to serve as a comparison basis for the viscous flow effects and as preliminary information of the airflow. A model validation analysis of the k-kl-? and Transition SST transition models has shown that both models can calculate BL and shock wave interactions (SWBLI) quite well, although, the k-kl-? is better to calculate the separation region whereas the Transition SST is superior to predict the reattachment point. Wall temperature has shown to affect quite significantly SWBLI while viscous flow modeling has shown to have an important impact on the intake airflow with some degradation of the intake system performance.

The use of computational tools in the aerospace industry has been an important ally in the prediction of physical phenomena. Investment in knowledge in computational simulation is essential for engineering professionals, who work in multidisciplinary design. However, paraphrasing the noble patron of aeronautics, Alberto Santos Dumont, "things are more beautiful when we have a wide vision of your work field", indicating, in the computational simulation context, that the knowledge of methods and theories allocated inside of the software black box allows a complete and lucid analysis of results. Evidently, by commercial reasons we cannot get the knowledge of how to give the total operation of the software, but the core concepts that guarantee the reliability of that can be studied. The Brazilian VHA 14-X is a technological demonstrator of a hypersonic airbreathing propulsion system based on supersonic combustion (scramjet) to fly at Earth';s atmosphere at 30 km altitude at Mach number 7 to 10, designed at the Laboratory of Aerothermodynamics and Hypersonics Prof. Henry T. Nagamatsu, at the Institute for Advanced Studies. Basically, scramjet is a fully integrated airbreathing aeronautical engine that uses the oblique/conical shock waves generated during the hypersonic flight, to promote compression and deceleration of freestream atmospheric air at the inlet of the scramjet. Scramjet is an aeronautical engine, without moving parts, therefore it is necessary another propulsion system to accelerate the scramjet to the operation conditions. The Brazilian two-stage rocket engines (S31 and S30) are able to boost the VHA 14-X to the predetermined conditions of the scramjet operation, 30 km altitude but at Mach number 7 and 10. Therefore, it is needed to design the structure of the VHA 14-X to support the aerodynamic loads during the atmospheric hypersonic flight at the same conditions. One-dimensional theoretical analysis, applied at 30 km altitude at Mach number 7 and 10, provide the pressure distribution on the VHA 14-X upper and lower surfaces. Structural materials for the stringers and ribs as well as coating materials for the thermal protection systems were specified based on preliminary studies. ANSYS Workbench software, which provides the Structural Numerical Analysis using Finite Element Method, has been applied to the structural analysis of the VHA 14-X waverider unpowered scramjet at 30 km altitude at Mach number 7 and 10. Stress field, strains and deformations are presented. Finally, the thermal response in terms of temperature field, total heat flux and directional heat flux in x, y and z axis are provided over the VHA 14-X waverider unpowered scramjet at 30 km altitude at Mach number 7 and 10.