This work deals with the numerical simulation of axial flow compressors, from design to performance prediction. The stage performance prediction uses the meanline flow properties. Stage-stacking is used to analyse a multi-stage compressor. A computer program, written in FORTRAN, was developed and is able to design an axial flow compressor given air mass flow, total pressure ratio, overall efficiency and design speed. All geometrical data relevant to the compressor performance prediction is calculated after it has been bladed. From the geometrical data and for given compressor speed, the performance is calculated: pressure ratio and efficiency are determined from stall to choke. A complete compressor performance map can be produced. Validation was carried out with data obtained from the literature. Good agreement has been achieved.

Gas turbines are optimised at design point. When they operate at off-design, the performance is poor because the blade passages are not adequate for the new flow conditions. In order to improve part-load performance, it is necessary to re-shape the blade passages. This can be done with blade re-staggering. Engines with this capability are called variable geometry engines.This work aims at the development of appropriate methodologies to numerically investigate the influence of the main engine components (compressor, turbine and propelling nozzle) on engine performance, as a mean to support applications of high performance cycles that demand extreme operating conditions.An investigation of variable geometry compressor and turbine stators was carried out by means of synthesizing their performance maps at many stator blade settings and the use of such information in cycle analysis. To support the huge amount of calculations required for off-design analysis, a computer program has been developed.Validation of the methodology was performed using data available in the open literature. A powerful tool for the gas turbine simulation that had proved to produce quality results is made available to support research on new concepts for high performance cycles.

Este trabalho analisa o projeto de uma turbina axial, de vários estágios, de geometria variável. Apresenta uma metodologia para projeto e estimativa de desempenho no ponto de projeto, utilizando o modelo de perdas desenvolvido por Kacker e Okapuu. É apresentada uma metodologia para o estudo do desempenho dessa turbina quando são variados os ângulos de montagem dos estatores. Foram desenvolvidos dois programas de computador para a realização dos cálculos, validados com dados de literatura. Os resultados obtidos através dos programas de computador são quantitativamente coerentes com os dados de literatura e, no caso de geometria variável, estão qualitativamente corretos.

Nesse trabalho, é estudado o emprego de uma técnica de especificação de condições de contorno em geometrias complexas e/ou móveis conhecida por fronteiras imersas ou immersed boundaries. É dada uma visão introdutória da técnica de fronteiras imersas, onde o conceito é explicado com uma visão geral do problema. Também é abordado um breve histórico dessa técnica, através do comentário de alguns trabalhos pioneiros e relevantes sobre o assunto. As equações de Navier-Stokes são colocadas em conjunto com as hipóteses de modelamento do fluido utilizadas e com as relações constitutivas adotadas. São comentados também os processos de média e adimensionalização adotados, bem como as modificações nas equações originais para inclusão dos termos de fronteiras imersas. Por fim, é apresentada a formulação do termo de força de superfície, que completa a formulação empregada. São abordados os métodos de discretização temporal e espacial com ênfase no algoritmo utilizado para a discretização das equações de Euler: o método upwind de Steger e Warming. São comentadas também a implementação de condições de contorno não reflexivas em fronteiras remotas, e a implementação do método de fronteiras imersas. Também é apresentado o esquema de multi-malhas empregado. Uma série de problemas modelo é utilizada para comprovar a correta implementação numérica da formulação apresentada. São apresentados e comentados os resultados obtidos com o código validado para o escoamento subsônico a Mach 0,40 sobre um aerofólio NACA 0012 com ângulo de ataque nulo e número de Reynolds de 105. É demonstrada a relação entre a necessidade de refinamento de malha e a espessura da camada limite. Conseqüentemente, são apresentadas as dificuldades na aplicação do método de fronteiras imersas para problemas com números de Reynolds mais elevados em conjunto com sugestões para novas abordagens do tema.