Aviation industry has grown significantly in the past years and is forecasted to continue its growing. Running in parallel, environment concerns became more evident and are beginning to drive industry's and everyone's will. The technological development of aeronautical engines and mainly, new engine combustors technologies, have reached successful levels at the end of last century and they are expected to keep on improving their low emission and fuel consumption levels at mid and long-term basis. On the other hand, unfortunately, only technological improvements won't be sufficient to address environmental concerns. In the last 10 years, a "polluter pays" principle was raised in aviation market, to address the NOx high concentrations in terms of local air quality, mainly at big airports proximity. It has turned into a competitive advantage and economical benefit to less polluter aircrafts, at the same time "green" and environmental friendly measures are being most considered.

O objetivo do seguinte trabalho é um novo modelo de câmara de combustão do tipo RQL ("Rich-Quench-Lean" na língua inglesa) para turbinas a gás. A combustão acontece em duas fases; a primeira com deficiência de oxidante ou rica em combustível, e a segunda é pobre em combustível. Esta estrutura de combustão permite a conciliação de baixas emissões de NOx e produtos de combustão de oxidação parcial, como monóxido de carbono, hidrocarbonetos não queimados e fuligem. A idéia dos combustores RQL tradicionais é a injeção estagiada de combustíveis através da câmara, criando algumas regiões de combustão desfavoráveis à formação do NOx. Mas no novo conceito aqui proposto, essas condições não favoráveis à formação do NOx são alcançadas através do controle da dinâmica da mistura entre os reagentes no interior da câmara, favorecendo algumas vantagens em relação ao processo RQL tradicional. Entretanto, para a combustão pobre na câmara secundária, dependendo dos parâmetros de operação, algumas oscilações acústicas ocorrem. Portanto, o presente trabalho trata da influência desses parâmetros operacionais: razão de equivalência, número de Reynolds do jato de combustível, número de "swirl", e razão comprimento/diâmetro da câmara primária (L/D), sobre as instabilidades acústicas. Os resultados mostram que aumentando o número de "swirl", e reduzindo o número de Reynolds do jato combustível, as oscilações de combustão podem ser atenuadas. Além disso, a mais alta razão L/D investigada foi 3, e para esta situação bons resultados foram observados para atenuação de instabilidades. Apesar das dificuldades para entender o complexo fenômeno de instabilidade de combustão, este trabalho apresenta algumas recomendações para controlar as oscilações em câmaras de combustão do tipo RQL para turbinas a gás.

Esta dissertação apresenta um estudo experimental da influência dos parâmetros de operação na estrutura da Zona Central de Recirculação (ZCR) formada na saída da câmara primária de um novo conceito de câmara de combustão com swirler para turbinas a gás, visto que esta influencia diretamente na mistura dos reagentes, na absorção de instabilidades e, significativamente, no processo de combustão. Para o estudo foi empregada a técnica de Velocimetria por Imagem de Partículas (PIV). Esta nova configuração de combustor baseia-se nos conceitos de combustão pobre pré-misturada e RQL (Rich-Quench-Lean) para permitir a redução das emissões de NOx através do controle dos parâmetros de operação. Basicamente, três parâmetros adimensionais foram variados que regulam o processo de combustão: número de swirl do escoamento secundário (S), razão comprimento/diâmetro da câmara primária (L/D) e número de Reynolds do escoamento primário (Rep). Os resultados mostraram que para uma configuração de combustor operando com alto número de swirl, alto número de Reynolds do escoamento de ar primário e alta razão comprimento/diâmetro permite obter uma zona central de recirculação forte, estável e bem definida quando comparadas com as obtidas para outras combinações entre os parâmetros de operação estudados. Também, verificou-se que o estudo de escoamentos com swirl através da técnica PIV não é uma tarefa trivial, no entanto, foi possível obter resultados em acordo com os apresentados na literatura.

Já é conhecido que nos últimos 50 anos muitos sistemas de propulsão, principalmente os motores foguete, tanto a propelente sólido como líquido, tem apresentado muitos problemas de instabilidade de combustão, sendo esta a maior preocupação durante a fase de projeto. Essas instabilidades se manifestam principalmente através de oscilações de pressão na câmara e muitas vezes na forma de modos acústicos fundamentais, ou seja, instabilidades acústicas e as mesmas podem aumentar a taxa de transferência de calor para as paredes da câmara, podendo levá-la a explosão. O presente trabalho tem como principal finalidade a avaliação de uma metodologia para o projeto de dispositivos passivos (ressonadores de Helmholtz) para o controle de instabilidades acústicas em câmaras de combustão. Como primeiros passos foram feitos ensaios acústicos para se conhecer as características acústicas da câmara. A partir destes dados foi feito um cálculo utilizando o modelo do Ressonador de Helmholtz para se definir as dimensões do ressonador a ser construído para amortecer uma determinada freqüência de ressonância selecionada. Os resultados obtidos com ensaios a frio se mostram satisfatórios no percentual de absorção para a freqüência de projeto e também em uma faixa próximo desta. Bom resultado também é obtido na predição das freqüências ressonantes da câmara. Ensaios a quente também foram realizados para verificar o comportamento do ressonador nestas condições. Os dados experimentais permitem afirmar que a metodologia empregada pode ser útil para o dimensionamento de ressonadores que permitem atenuar os efeitos de instabilidade de combustão.

Um modelo teórico de investigação de instabilidade de combustão é apresentado onde o mecanismo de instabilidade é o atraso na resposta da taxa de queima à perturbação da pressão junto a superfície de queima devido ao gradiente de temperatura junto a superfície de queima e sua interação com o fluxo que deixa a tubeira. Perturbações na taxa de queima e perturbações na pressão são relacionadas num sistema de malha fechada. Flutuações na taxa de queima provocam flutuações na pressão através da função de transferência na câmara. Estas flutuações na pressão são realimentadoras de flutuações na taxa de queima através da função de transferência da combustão. Expressões são derivadas para as duas funções de transferência, resultando uma correlação entre a pressão crítica, para um dado propelente e o comprimento característico L*. Os resultados são comparados com dados experimentais obtidos no Jet Propulsion Laboratory.

Pulsating combustion is a technique that directly intervenes in combustion processes modifying pollutant emissions and increasing thermal efficiency by varying pressure and temperature in the flame region. The pulsations accelerate mixture rate between oxidant and fuel, resulting in a more intense combustion process, with low fuel waste and potential for low emission of pollutants originated by partial combustion, such as carbon monoxide, unburned hydrocarbons, and soot. The flame structure is modified by introducing an acoustic field in the process, and the flame has its color changed from yellowish, with a high formation of soot, to bluish. This bluish color of the flame is a feature of premixed flames. The main focus of this work is to use acoustic field in order to promote a homogeneous mixture between oxidant and natural gas under extremely lean conditions, thereby trying to conciliate low emissions of both incomplete combustion products and NOx. Besides, a preliminary study was carried out in order to figure out how combustion instabilities could affect the combustion process. It was verified that combustion instability occurrence is strongly influenced by energy availability and flame velocity. Moreover, when considering pollutant emissions, it was noticed that when the maximum acoustic velocity overcame the flow velocity, there was inversion of pollutant emission behavior due to flow reversibility and deceleration. Therefore, acoustic displacement is the most important parameter to understand and control pollutant emissions. Furthermore, at some conditions, especially at low frequency, it was possible to reduce partial combustion product emissions without prompting NOx formation. .

Este trabalho apresenta um modelo alternativo de câmara de combustão com baixa emissão de NOx para aplicação em turbinas a gás. Trata-se de um combustor de duplo estágio com "swirler", no qual a condição desfavorável à formação de poluentes é alcançada mediante o controle da dinâmica do escoamento dos reagentes e dos gases de combustão no combustor. A combustão desenvolve-se em dois estágios ou câmaras e em um regime global de combustão pobre. Para a combustão na câmara secundária, dependendo dos parâmetros de operação, algumas oscilações acústicas ocorrem. Os parâmetros operacionais que controlam o processo de combustão são: a razão de equivalência global, o número de Reynolds do jato de combustível (Rej), o número de "swirl" do escoamento de ar (S';) e razão comprimento/diâmetro da câmara primária (L/D), sendo o objetivo do presente trabalho a análise da influência destes parâmetros sobre as emissões de poluentes (CO, Hidrocarbonetos Totais e NOx) e o surgimento de instabilidades de combustão. Os resultados mostraram que quando os parâmetros envolvidos contribuem para uma melhor uniformidade da mistura, isto é, maiores razões L/D, elevados número de "swirl" e menores números de Reynolds as emissões de CO e hidrocarbonetos totais são reduzidas. Para o NOx as mesmas tendências são observadas, sendo a única exceção para o número de "swirl", ou seja, os níveis de NOx aumentam com a elevação do referido parâmetro. A razão de equivalência, como esperado, influencia as emissões de maneira distinta. Enquanto que sua elevação reduz as emissões de CO e hidrocarbonetos totais, aumenta as de NOx. Os resultados também mostraram a supressão das instabilidades mediante a utilização de maior diâmetro para a câmara secundária.

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.

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.

Combustion instability problems have been experienced during nearly every rocket engine development program, characterized by chamber pressure oscillations and high density of energy release in a volume having relatively low losses. Several distinct types of instability and their physical manifestations have been observed, although the frequency and amplitude of these oscillations and their external manifestations normally vary with the type of instability. The most destructive type of instability is referred to as high frequency instability, resonant combustion or acoustic instability, which is usually eliminated by use of passive control, involving installation of baffles, resonators, or some other modification of geometry. The main purpose of this work is the experimental investigation of use of passive control devices (Helmholtz resonators and baffles) to control acoustic instabilities in combustion chambers, because this type of instability occurs in liquid rocket engines, rocket motors and industrial burners. The first step of this research is the acoustic characterization of chamber, thus cold tests were carried out on full-scale chamber model to analyze the effects of resonators. Experimental frequency spectrum data are in excellent agreement with resonant frequencies and damping rate calculated by theoretical model, demonstrating resonators efficiency to reduce the amplitude of Sound Pressure Level at given resonant frequency. Afterwards, hot tests were carried out on burner with and without resonators, identifying the frequency spectrum of acoustic pressure in chamber, which was compared with cold tests (full-scale model) results and theory by correction factors of temperature, density, and viscosity. The experimental data validated the methodology to design resonators useable to control combustion instabilities.