O controle de temperatura de equipamentos eletrônicos tem sido objeto de vários trabalhos, e graças ao desenvolvimento tecnológico algumas ferramentas surgiram, possibilitando detalhados estudos em diversas áreas da engenharia. CFD (Computational Fluid Dynamics) é uma ferramenta de grande importância e cada vez mais utilizada quando se deseja estudar a dinâmica dos fluidos e a transferência de calor. O presente trabalho mostra o uso da ferramenta CFD para o estudo do resfriamento do compartimento de uma aeronave, composto de 11 equipamentos eletrônicos que dissipam calor com diferentes potências e 3 exaustores. São apresentadas também as simulações que foram feitas de modo a estudar o impacto da inversão dos sentidos dos exaustores, localizados na parede lateral do compartimento, que passaram a funcionar como ventiladores. Os resultados obtidos para os campos de escoamento de ar e temperatura mostraram quais configurações fornecem menores valores de temperatura média no "rack" de componentes eletrônicos e não comprometem a temperatura operacional desses equipamentos. Esses resultados também forneceram subsídios para verificar a ocorrência de correntes de ar "parasitas", refluxo no escoamento de ar e posicionamento mais adequado para uma melhor distribuição do ar no interior do "rack". Deste modo, a ferramenta se mostrou adequada para o que foi proposto no estudo.

Estudo dos efeitos aerodinâmicos de uma configuração canard-asa desenvolvida para uso em um treinador avançado militar utilizando método dos painéis com enrolamento de esteira (VSAERO). Análise de alguns comportamentos aerodinâmicos como: determinação da distribuição de sustentação ao longo da envergadura para a asa e para o canard, estimativa do Cl máximo da asa e do canard, influência do vórtice de ponta do canard nas características aerodinâmicas da asa, determinação da distribuição de Cp ao longo da corda em algumas estações da semi-asa e determinação da sustentação em função do ângulo de ataque para varias posições, diedros e deflexões do canard na condição de vôo baixo subsônico.

No presente trabalho é realizada uma análise paramétrica de perfis transônicos, baseado-se em suas expectativas de distribuições de pressão para obterem-se as características de desempenho aerodinâmico. O método aqui utilizado consistiu no uso de um perfil transônico típico, com uma dada distribuição de pressão, e perfis derivados deste primeiro, sendo que cada um destes apresenta uma diferença específica na distribuição de pressão em relação aos perfis básicos. Analisando cada um destes perfis, e comparando-os com o perfil básico, foram obtidas as características de desempenho tais como: curvas de máximo c1 utilizável em alta velocidade, evolução do arrasto com a velocidade, e evolução do momento de arfagem com a velocidade, possibilitando identificar as influências das variações da distribuição de pressão nestas características. Foram também analisadas as alterações resultantes na geometria dos perfis e alguns parâmetros específicos da camada limite, quando necessários. As análises foram realizadas com o código MSES, que é um código de CFD utilizado no projeto e análise de perfis transônicos.

This work presents the results of shock tunnel tests of a Mach 10 waverider with sharp leading edges. The waverider surface was generated from a conical flowfield with the volume and the viscous lift-to-drag ratio as optimization parameters. A compression and expansion ramps were added to the pure waverider surface in order to simulate the flow over a scramjet engine. The compression ramp was designed so as to provide the ideal conditions for the supersonic combustion of the Hydrogen while the expansion section was derived from an ideal minimum length supersonic nozzle. The experimental data included Schlieren photographs of the flow and the pressure distribution over the compression surface. These data were compared with the inviscid theory. During these investigations, the IEAv's T3 shock tunnel was used to simulate the hypersonic flow. The stagnation conditions as well as the free stream properties were estimated using numerical codes. The tunnel operated at Mach number ranges of 8.9 to 10, Reynolds number from 2.25 x 106 to 8.76 x 106 (m-1) and Knudsen number from 0.06 to 0.19. From the Schlieren photographs it was noted that the inlet flowfield behaves according to the predictions of the hypersonic viscous interaction models. Also, the pressure variation along the compression surface centerline was obtained using piezoelectric pressure sensors. The resulted profile presented the general trend of the flow described by these models.

A Computational Aeroacoustics (CAA) and a novel semi-empirical model is developed for predicting the noise generated by the jet flow through dual stream (coaxial) nozzles, as found in modern turbofan engines. The acoustic source model was developed in a 2D and 3D framework, based on the Lilley's Equations, following the traditional MGBK method from NASA Langley Research Center. The semi-empirical model was based on the Four-Source model from the Institute of Sound and Vibration (ISVR). This suite of methodologies provided a mean of investigating the mechanisms of noise generation and propagation of subsonic coaxial jet flows, as well as the noise prediction at different operating conditions. The work done contributed to the development and improvement of a numerical tool for jet noise prediction of dual-stream exhaust systems, commonly employed in turbofan engines. Such research also subsidies the improvement of semi-empirical methods used in the Center of Reference in Gas Turbine (ITA) for the noise prediction of turbofans in all operating conditions.

Este trabalho tem como objeto de estudo a análise de escoamentos da dupla - difusão em um meio poroso rígido, isotrópico e homogêneo totalmente saturado por um fluido incompressível e monofásico para os regimes laminar e turbulento. As equações de transporte mássico e de energia macroscópicas apresentadas são obtidas a partir do conceito de "Dupla Decomposição", o qual considera tanto as flutuações temporais quanto os desvios espaciais dos valores médios. Pretende-se demonstrar os mecanismos adicionais de transporte matematicamente derivados das flutuações temporais e desvios espaciais da temperatura, concentração mássica e da velocidade em todo domínio de análise. Estas equações são discretizadas pelo método dos volumes finitos com arranjo co-localizado num sistema de coordenada não-ortogonal e as equações algébricas resultantes são resolvidas pelo algoritmo SIP (Scheme Implicit Proceding). O método SIMPLE é usado para o acoplamento pressão - velocidade. Os resultados são comparados com dados numéricos disponíveis na literatura.

The present work is aimed at studying the influence of viscous effects in transonic aeroelastic analyses. To achieve this goal, a two-dimensional and viscous aeroelastic computational solver, for CAE analysis, is developed, which uses unstructured computational meshes and which is able to capture the main aeroelastic phenomena relevant in the transonic regime of flight. The aeroelastic system considered to test the present methodology is the classical typical section model. The system has two structural degrees of freedom. These are pitching and plunging, or heaving. The structural degrees of freedom can be treated within solver in a coupled manner or separately, in a loosely coupled fashion. The typical section model is an approximation to the treatment of a full wing, in which the airfoil at 75% of the semi-span is analyzed. The structural response is obtained by solving a set of a second order ordinary differential equations in time, with aerodynamic forcing. The coupling of the structural degrees of freedom occurs primarily through the aerodynamic forcing terms. The unsteady aerodynamic problem is treated through the numerical solution of the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. These equations are solved using a finite volume method for unstructured computational grids, which uses a second-order centered spatial discretization and a second order time marching scheme. Turbulence closure is achieved through the Spalart-Allmaras one-equation eddy viscosity turbulence model. A reduction of the computational time for the unsteady aerodynamic simulations is obtained through the implmentation of a few convergence acceleration methods, which include the use of a constant CFL number, implicit residual smoothing and unsteady multigrid methods. The aeroelastic problem is solved through the coupling of the aerodynamic and structural formulations. In the present case, the structural equations are cast in a modal formulation and the unsteady aerodynamic responses are represented by aerodynamic states obtained by rational interpolating polynomials. The complete system of equations is written in state space format in the Laplace domain. The aeroelastic stability condition can, then, be determined by standard eigenvalue analyses of the system dynamic matrix.

Neste trabalho é simulado numericamente o escoamento de um jato incidente em placa coberta com uma camada porosa. As equações macroscópicas para a conservação de massa e quantidade de movimento são obtidas baseadas no conceito de media volumétrica. Dois modelos macroscópicos são empregados para avaliar a transferência de calor, denominados: Modelo de uma equação de energia, baseado na consideração de Equilíbrio Térmico Local (LTE), e o modelo de duas equações de energia, em que são empregadas duas equações de energia, uma para o fluido e outra para a matriz porosa e é considerada a transferência de calor entre as fases também chamada de hipótese de Não Equilíbrio Térmico Local (LTNE). A técnica numérica empregada para a discretização das equações governantes foi o método de volume de controle com um sistema de coordenadas não ortogonal. O algoritmo SIMPLE foi utilizado para o acoplamento pressão-velocidade. Parâmetros como porosidade, espessura da camada porosa, permeabilidade do material e razão de condutividade térmica são variados com o intuito de avaliar seus efeitos no escoamento e transferência de calor. Os resultados indicam que para baixas porosidades, baixas permeabilidades, finas espessuras de camada porosa e altas razões de condutividade térmica, diferentes distribuições no número de Nusselt local na parede são calculados dependendo do modelo de energia aplicado. O uso do modelo de Não Equilíbrio Térmico local (LNTE) indica que é vantajoso utilizar uma camada porosa com alta condutividade térmica e alta porosidade junto à placa aquecida.

The primary means of preventing ice formation on wings and engine inlets for modern commercial transport aircraft is by extracting hot air from the compressor and blowing it on the inside surface of the leading edge through small holes drilled in the so-called piccolo tube system. A critical aspect in the design of such system is the prediction of heat transfer of the impinging jets from the piccolo tube. The correct evaluation of the heat transfer rate in such devices is of great interest to optimize both the anti-icing performance and the hot air bleeding from the high-pressure compressor. The history of research in the anti-icing area is rather narrow. A review of the literature reveals that only few experimental and theoretical/numerical studies have been carried out to study the heat transfer and flow in the internal hot-air region. There are some experimental and numerical studies that developed correlations for the average Nusselt number. However, most of the research was performed using a single jet or a group of jets impinging on a flat slat, which is different from the jet impingement on concave surfaces, as the inside surface of a wing. Therefore, the objective of the present work is use the commercial CFD software FLUENT to perform a parametric study of the jet impingement on concave surfaces. The main goal is determine the effect of the Reynolds number on the heat transfer process. At the end of the work, a correlation for the average Nusselt number which account for the Reynolds number is presented.

Since the 50's, with the appearance of the turbojet engines, the jet noise is being exhaustively studied, because it is one of the most important source of aircraft noise. Many attempts have been made to reduce the jet noise, including higher by-pass turbofan engines. Chevron nozzles also have been used by the industry to try to reduce the jet noise with a low performance and weight penalty. This work shows a computation procedure to assess how this noise suppression devices impact on both fluid dynamics and acoustics of single isothermal jets. Towards this goal, different chevron nozzles, with 6, 8 and 12 lobes have been analyzed. The calculation procedure is based on a Reynolds Average Navier-Stokes calculation, followed by a stochastic noise generation and radiation method, resulting in a relatively fast noise calculation procedure. The simulations have been carried out using the commercial software CFD++. The calculation procedure has predicted the expected fluid dynamic and acoustic behavior for chevron nozzles, e.g., shortening the potential core length, high frequency noise increase and low frequency noise attenuation. The parametric study of the number of lobes has shown that this parameter impacts the mixing region. Moreover, varying this parameter is a way to attain different low frequency reductions, without great impacts on the highest frequencies. Although the procedure did not capture correctly the absolute values of the acoustic response, the results show that this relatively simple and quick analysis reproduced important parameters in designing new nozzles and can be used as a way to better understand the influence of chevrons.