Neste trabalho é analisado o escoamento supersônico em torno de uma cunha inclinada com separação da camada limite. A posição do ponto de separação e a pressão na base da cunha são calculados. Para o cálculo do escoamento viscoso é utilizado um método integral na forma inicialmente proposta por Lees E Reeves, onde as soluções da camada limite e do escoamento externo isentrópico são obtidas simultaneamente, que é o procedimento adequado a ser seguido em se tratando de escoamento onde existe interação não viscosa-viscosa. Este trabalho tem como motivação um problema típico de foguetes ou mísseis propulsados em regime de vôo supersônico com o jato propulsivo subexpandido. Em tal situação, a camada limite na região próxima à base do veículo pode descolar devido a deflexãodo escoamento causada pela expansão do jato, e esta região descolada pode ser bastante extensa, especialmente no caso laminar, diminuindo a eficiência das empenas localizadas na base. Isto ocorrendo, a estabilidade do veículo pode ser seriamente afetada, além de eventuais problemas térmicos que podem surgir como decorrência da recirculação dos gases quentes provenientes do motor. O escoamento supersônico em torno da cunha com ângulo de ataque representa um problema bi-dimensional semelhante, porém é de menor complexidade para análise tanto teórica como experimental, e por esta razão é adequado para a preparação de um modelo teórico visando o estudo desta classe de escoamento. Um programa de computador baseado na metodologia integral foi desenvolvido, e a partir dele resultados teóricos foram obtidos para o escoamento supersônico em torno de placas planas e cunhas inclinadas. Apesar da não disponibilidade de cálculos realizados neste trabalho, o modelamento integral utilizado parece reter as principais características qualitativas deste tipo de escoamento.

Neste trabalho, bocais convergentes-divergentes foram projetados e fabricados para o estabelecimento de escoamentos supersônicos e para suprir a necessidade de se fornecerem características aerodinâmicas aos escoamentos gerados pela tocha de plasma existente no Laboratório de Plasmas e Processos do Instituto Tecnológico de Aeronáutica. O projeto dos bocais De Laval foi baseado, inicialmente, em cálculos superficiais para a estimativa das áreas da garganta e da saída dos bocais, utilizando a vazão de massa máximo permitido pelo sistema de vácuo do laboratório, e considerando as equações para escoamento quase-unidimensional não-viscoso, adiabático e isentrópico. Posteriormente, baseou-se em um código numérico, assumindo escoamento axissimétrico com correções para a camada limite, para gerar o perfil convergente-divergente dos bocais. Dois conjuntos contendo, cada um, quatro bocais axissimétricos foram fabricados com diâmetros da garganta no intervalo de 1.00 a 2.00 milímetros, para expandir isentropicamente o ar, através da diferença de pressão entre a atmosfera e a câmara de vácuo, a números de Mach maiores que dois. Os bocais foram confeccionados em cobre e alumínio através de uma fresadora, chamado Método da Fresadora, e de brocas cônicas, chamado de Método Cônico. O número de Mach na saída do divergente e o fluxo em massa máximo foram determinados para todos os bocais produzidos. O menor número de Mach encontrado foi de (2,1 + 0,4) e o maior, de (5,01 + 0,02). A vazão de massa máximo obtido se encontra no intervalo de (1,5x10-4 - 7,2x10-4)kg/s. Assim, os resultados mostraram que escoamentos supersônicos foram produzidos com sucesso pelos bocais projetados e fabricados neste trabalho.

Este trabalho apresenta uma metodologia para a extensão do Método da Rede Turbilhonar Generalizado na obtenção da evolução temporal dos coeficientes de força e momento aerodinâmicos em regime de vôo supersônico não estacionário. É utilizado um modelo linearizado das equações básicas da mecânica dos fluidos para a obtenção da resposta indicial de asas planas e sem espessura. Os resultados são comparados aos existentes na literatura, obtidos por meio de cálculos analíticos, demonstrando a validade do método. São estudadas as influências das características geométricas da asa e do número de Mach na resposta aerodinâmica a uma variação em degrau de ângulo de ataque. Devido à linearidade do modelo, os resultados obtidos podem ser utilizados na obtenção da resposta a um movimento qualquer, por meio do princípio da superposição e da aplicação da integral de Duhamel.

Os ejetores possuem diferentes aplicações como na propulsão, refrigeração e aeroespacial. Este dispositivo não possui partes móveis e por isso é um equipamento simples, confiável, com potencial de vida longa e pode ser fabricado a um custo relativamente baixo, além disso, podem ser utilizados materiais baratos para sua construção. Por estas razões, pesquisas vêm sendo realizadas com a finalidade de melhorar o desempenho deste dispositivo. O objetivo do presente trabalho é analisar ejetores supersônicos a gás utilizando a ferramenta de CFD (Computational Fluid Dynamic - Dinâmica dos Fluidos Computacional) para estudar os fenômenos físicos, os efeitos da geometria e das condições de operação no escoamento variando os seguintes parâmetros: vazão na entrada secundária, o comprimento e o tipo da câmara de mistura. As equações do modelo matemático (continuidade, quantidade de movimento, energia e modelos de turbulência k-?-realizável e k-?-SST) são resolvidas numericamente empregando o método de volumes finitos. Um estudo com várias malhas foi realizado para garantir independência dos resultados em relação a estas e para validação do procedimento numérico foram utilizados dados experimentais disponíveis na literatura. Os resultados da validação mostraram que o modelo de turbulência k- ?- SST e o esquema de discretização de 1 ordem apresentaram melhor desempenho para reproduzir os dados experimentais disponíveis para este ejetor. Os resultados para o comprimento da câmara de mistura de pressão constante indicam que para este modelo do ejetor, o comprimento ideal encontrado de acordo com uma equação, pois este é influenciado pela vazão na entrada secundária. Outros resultados também mostraram que com o aumento da vazão na entrada secundária, a diferença de pressão entre a saída e a entrada secundária diminui.

Após um rápido estudo das questões relativas à transferência de calor entre a superfície de um corpo com alta velocidade e o escoamento de um gás perfeito ou de ar dissociado em equilíbrio, nos regimes laminar, transicional e turbulento, apresenta-se algumas fórmulas e métodos para se calcular o fluxo térmico convectivo sobre superfícies de revolução com ângulo de ataque. Emprega-se a analogia axissimétrica tradicional, de modo que os fluxos térmicos são estimados aplicando, ao longo de linhas de corrente superficiais invíscidas, fórmulas válidas para corpos de revolução com ângulo de ataque nulo. Especial atenção é dada às questões de previsão do início do regime de transição laminar-turbulento, do cálculo da extensão da região de transição, e do cálculo do fluxo térmico transicional. Os resultados dos métodos foram validados por comparação com resultados exatos e dados experimentais. Concluiu-se que as presentes abordagens podem ser empregadas em estimativas de engenharia, nas fases de análise preliminar e de otimização de projetos de veículos espaciais, no tocante aos problemas de aquecimento decorrentes do vôo com alta velocidade em atmosfera densa, em trajetórias ascendentes ou descendentes.

This thesis addresses the important problem of shock wave--boundary layer interaction (SBLI) flows for aerospace engineering applications. Moreover, the work emphasizes the need for high fidelity simulations for the appropriate treatment of such flows. In this context, RANS solvers appear as a cost effective CFD approach. Therefore, the present work conducts studies in such a way to identify and to understand limitations, strengths and capabilities of RANS simulations for SBLI flows. Since turbulence modeling is an important issue on the accuracy of such simulations, the efforts here are concentrated on assessing the capabilities of several models that range from linear eddy-viscosity models (EVM) to Reynolds-stress closures (RSM). It would be expected that a RSM-type model could provide better solutions for a 3-D turbulent boundary layer under the action of high adverse pressure gradients, once such models allow for anisotropy between the Reynolds stress components. In order to achieve such goals, the configurations presented at the 2010 AIAA SBLI Workshop are chosen as the current test cases. Such test cases deal with high speed flows and very complex phenomena, including boundary layer separation. Meshes, composed of hexahedral and wedge elements, have been built. Mesh refinement and grid convergence studies are performed in order to identify a grid with a good compromise between accuracy and computational cost. In any event, even using the baseline grids, the present work has found that the computations are considerably expensive. Several simulations are presented for the test cases. Although no turbulence model has remarkably shown an outstanding performance over the others, the present work indicates that the SST and SA closures are the ones providing the best results for the test cases of interest here. Nonetheless, the two closures still present shortcomings in the simulation of SBLI flows. The overall simulation results using the RSM closure for the present SBLI test cases are not better than the SA and SST results. One must observe that the latter are much simpler turbulence models. Additional studies shall be focused on providing more robustness to the simulations with the 7-equation RSM turbulence model.

Escoamentos de alta velocidade, sejam eles pertencentes à classe supersônica ou hipersônica, são sistemas intrinsecamente ligados às tecnologias aplicáveis ao setor aeroespacial. A capacidade de se determinar a velocidade de um escoamento ganha particular importância se considerada sua aplicação como informação crítica na validação de códigos computacionais de dinâmica de fluidos. O objetivo do presente trabalho é a caracterização das velocidades de escoamentos produzidos por uma câmara de expansão. Para tanto, foram utilizadas três técnicas para medidas de velocidades supersônicas e subsônicas. Uma técnica intrusiva, que utiliza um Detector por Ionização Rápida, para caracterização de escoamentos supersônicos e duas técnicas ópticas, schlieren e um método modificado do schlieren que foi combinado com a absorção molecular do iodo. Com o uso do Detector por Ionização Rápida foi possível estudar escoamentos produzidos em uma pressão de 10-6 mbar e com velocidades que variaram de 21 até 726 ms-1. Usando o método das características para calcular a temperatura e o número de Mach, foi possível obter escoamentos com temperatura mínima de 29 K e com número de Mach máximo de 12. Com a velocimetria schlieren foi possível visualizar escoamentos sob um vácuo de até 200 mbar e com velocidades que variaram de 5,2 até 66,5 ms-1. A temperatura do escoamento variou de 300,0 a 297,6 K e o número de Mach máximo foi de 0,2. A partir da modificação do método schlieren, foi possível visualizar escoamentos em pressões de até 15 mbar, equivalente a uma ordem de grandeza inferior ao método schlieren convencional. Com o método foram medidas velocidades do escoamento que variaram de 92,0 a 190,0 ms-1. A temperatura variou de 295,3 a 280,1 K e o número de Mach máximo foi de 0,6.

As características de um motor foguete a propelente líquido podem levar a turbina a operar em ciclo aberto ou em ciclo fechado. No caso de um motor que opera em ciclo térmico aberto, a turbina é supersônica, de ação e de admissão parcial. Já para o caso de um motor que opera em ciclo fechado, a turbina é sônica, de reação e admissão total. O uso da admissão parcial leva a turbina a ter altura de pá maior do que no caso da admissão total. Esta característica faz com que o desempenho aumente consideravelmente, pois caso a turbina operasse em admissão total, as perdas por vazamento e secundárias seriam excessivamente altas.

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.

A contribuição efetiva do presente trabalho de tese consiste na implementação de esquemas numéricos, MacCormak (1969) e Jameson e Mavriplis (1986), para resolução das equações de Euler no espaço tridimensional , segundo o contexto de volumes finitos e utilizando técnicas estruturadas e não estruturadas de discretização espacial. A aplicação direta seria para simulações de problemas físicos envolvendo, principalmente, escoamentos supersônicos e hipersônicos de "gás frio" em torno de configurações complexas. Em paralelo a este esforço, são apresentados técnicas de aceleração de convergência em uso comum pela comunidade de CFD e alguns operadores de dissipação artificial para esquemas numéricos com discretização espacial simétrica, com o propósito de averigüar suas características no tocante ao desempenho computacional e à qualidade global da solução.