With the advent of powerful computer hardware, Computational Fluid Dynamics (CFD) has been vastly used by researches and scientists to investigate flow behavior and its properties. The cost of CFD simulation is very small compared to the experimental arsenal as test facilities and wind-tunnels. In the last years many CFD commercial packages were developed and some of them possess prominence in industry and academia. However, some specific CFD calculations are particular cases and sometimes need special attention due to the complexity of the flow. In these cases, meticulous research becomes necessary. This is the case of turbomachinery flow calculations. The development of CFD codes applied to turbomachinery flow simulations and its implementation issues are not available. A few institutions have this type of knowledge. Each CFD code has its particularities. Developing a CFD code is very interest subject in academia. In this work, a computational code, written in FORTRAN, was developed to calculate internal flows in turbomachines using CFD techniques. The solver is capable of calculating the three-dimensional flows not only for turbomachines. For instance, internal and external flows of nozzles and airfoils can be calculated. The approach used allows the use of unstructured meshes of hexahedral elements. Euler, Navier-Stokes and turbulent equations can be calculated depending on the user settings. Diferent numerical schemes were implemented for time and space integration. Numerical tools to improve the stability and to increase the time-step (local time-step and implicit residual smoothing) were also implemented and all details are described in this work. The origin of this solver is to simulate flows in compressors and turbines. Therefore, both rotating and nonrotating frames of reference are calculated simultaneously. Hence, the verification and validation processes were run for both inertial and non-inertial systems. A step-by-step design procedure is presented in this work. It is very important to mention that to have a complete understanding of the flow physics in compressors and turbines the designer must have a solid knowledge of the operation of gas turbine components.

O comportamento transiente do escoamento de combustível e do ar no interior de tanques de aeronaves é uma informação que é obtida tradicionalmente somente através de ensaios. Esta dissertação propõe uma metodologia para simular o comportamento do combustível no interior de tanques através de métodos computacionais. Com o estudo do comportamento do combustível para condições de reabastecimento e durante manobras é possível avaliar aspectos importantes para otimizar o projeto dos tanques em função do tipo de operação da aeronave. As ferramentas utilizadas para efetuar as simulações têm como base casos matemáticos e simulações em CFD. Esta dissertação propõe a avaliação do comportamento do combustível em um tanque para duas situações: a primeira considerando somente a ação da gravidade com o intuito de simular o movimento do combustível após uma manobra e a segunda situação considerando o processo de reabastecimento. A avaliação do comportamento do combustível tem como finalidade prover informações sobre o tempo de reabastecimento, tempo de estabilização do movimento do combustível, posicionamento da fronteira combustível-ar, dados de velocidade e pressão. Através das informações referentes ao comportamento do combustível é possível a identificação de problemas em fase prematura de projeto, redução de custos de projeto, e redução da necessidade de ensaios em bancada e em vôo.

Um estudo experimental da interação de dois jatos de ar planos e paralelos, oriundos de bocais retangulares, foi efetuado com um sistema de Velocimetria Doppler, utilizando um laser de He-Ne. Os resultados obtidos apresentam uma boa concordância com trabalhos experimentais anteriores realizados por outros autores, isto é, os perfis de velocidade média exibiram as três regiões distintas conhecidas como região de recirculação, região de jatos duplos e região de jato único. Entretanto, tornou-se claro que alguns melhoramentos podem ser feitos no gerador de jatos, no sistema usado para o mapeamento do campo de fluxo e no Sistema de Velocimetria Doppler, cujo volume de prova deve ser feito tão pequeno quanto possível.

The present work is primarily concerned with studying the influence of an upwind spatial discretization on the capability of representing turbulent flows on aerospace applications, in the context of a flow simulation code that is fairly close to a production code. Therefore, the work addresses the issues of implementing and validating an advanced turbulence model for high Reynolds number aerospace applications in the context of an existing flux-vector splitting simulation tool, which incorporates several advances in current CFD practice, including parallel processing. The flow simulation tool used in the present work was originally developed for high speed, high altitude, hypersonic applications. Hence, the code did not include any provisions for turbulence modeling, since most flows at these conditions can be adequately treated as laminar flows. Moreover, due to the presence of strong shock waves, which are typical of hypersonic applications, a very dissipative spatial discretization scheme, based on the upwind flux vector splitting concept, was employed in the construction of the inviscid numerical fluxes. Therefore, the use of such a tool for the simulation of turbulent aerospace flows requires the implementation of a turbulence closure, as well as an adequate treatment of the excessive artificial dissipation automatically generated by the original spatial discretization scheme. In the present case, the flows of interest are simulated using the three-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. The turbulence closure considered is the one-equation, eddy viscosity, Spalart-Allmaras model. The work discusses in detail the theoretical and numerical formulation of the selected model, as well as the validation studies. The work also demonstrates how the spatial discretization scheme is selectively modified such that the flow simulation tool remains robust for high speed applications at the same time that it can accurately compute turbulent boundary layers. Furthermore, the work also addresses the parallelization and other high performance computational issues, demonstrating that the resultant flow simulation code can achieve adequate performance on current multi-CPU, multi-core computational clusters. Finally, the work discusses issues that could be considered for the continuation of the research effort here undertaken.

O presente trabalho objetiva o desenvolvimento, implementação e análise de métodos numéricos baseados em técnicas de malhas de blocos múltiplos. As malhas de blocos múltiplos se dividem em malhas de blocos múltiplos justapostos e malhas de blocos múltiplos sobrepostos. Dentre as classes existentes destes métodos, o trabalho vai se concentrar em técnicas de malhas sobrepostos. Dentre as classes existentes destes métodos, o trabalho vai se concentrar em técnicas de malhas sobrepostas, porque estas oferecem uma maior flexibilidade para o procedimento de geração de malhas estruturadas. Estas técnicas são particularmente adequadas para configurações realisticamente complexas. O presente trabalho analisa a técnica Chimera, explicando os processos a serem feitos para a criação de uma malha adequada para aplicação desta técnica. O trabalho compreeende também o desenvolvimento e validação de códigos de simulação baseados em uma formulação bidimensional e tridimensional. O algoritmo numérico para a solução de equações Euler/Navier-Stokes usa um esquema centrado com dissipação artificial no contexto de diferenças finitas. As aplicações realizadas com esta técnica foram feitas sobre geometrias de interesse em aerodinâmica.

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.

This works presents numerical predictions for the flow and temperature fields formed by two coaxial streams confined in a duct having a gradually varying cross section segment. The well-known marching-forward method of Patankar-Spalding was used for sweepingthe computational domain. The standard k-e model was applied for handling turbulence. Computations are first performed for laminar cases in order to assess the reliability of the numerical code. Both isothermal and heated flow, in a constant cross section duct, were considered. Results are then presented for developed turbulent pipe flow showing good agreement with experimental values. Computations for coaxial confined turbulent jets are then presented and compared with available experimental data. Non-isothermal results follow showing interesting dissimilarity between turbulent kinetic energy and Nusselt number.

The main aim is to understand the gas dynamic process, which occurs inside a two-stage turbine and to propose an algorithm for the simulation of a two-stage turbine at design and off-design points. The explanation of each chapter is constructed to make further works easy, which should be the main of any research work that needs to be continued. Moreover, the structure of the chapters is organized in order to expose the theory in a progressive order, avoiding confusing references to preceding topics. According to this method, the content of each chapter is showed in following topics. The Introduction explains the main goals of the Brazilian Space Agency (AEB), focusing the launching vehicle. Chapter II describes a two-stage impulse turbine designed for a liquid rocket engine and some trubopump basic design criteria. A detailed description of the main losses in two-stage axial turbines of liquid propellant rocket engine is depicted in Chapter III. The explanation are always associated with Russian experimental results showed in graphics or equations relating physical variables neasurable in experiments, and dimensionless factors of losses and efficiency. Experimental evidences have been used to produce experimental equations for the determination of the magnitude of the losses and flow angles in blade rows. Several design solution proposed in Chapter IV for improving the efficiency are based on empirical data. Then, some concepts are introduced in designing gas turbines as: power Nu' specific work Lu'load coefficient Lu.ratio and efficiency hu as function of the ratio of the tangential speed u to the adiabatic speed cad for single-stage an two-stage turbines and turbine specific work LT, turbine load coefficient LT.ratio' overall turbine efficiency hT and turbine power NT as function of the ratio of the tangential speed u to the adiabatic speed cad for two-stage turbines. The flow through nozzles and blade rows is examined in detail in Chapter V, where the process of gas expansion in cascades and features of the flow over blade surfaces are described for subsonic, transonic and supersonic conditions. In Chapter V, it is also discussed the structure of the boundary layer in order to reveal the general laws governing the flow around of blades and the methods used for designing blade profiles to lower shock waves. In the first topic of Chapter VI, the initial parameters of turbine calculations are slected and its values are defined according to initial data analysis. In the second topic, the dimensionless criteria for similarity of gas turbine are described. The basic parameters and the dimensionless criteria for similarity of gas turbine allow the definition of the mass flow and energy charactiristics of the turbines. Special attention is devoted to particular characteristics of high and low-pressure turbines. The relations explained in the preceding chapters are used for implementation of a computer program, using software "Mathcad" for simulation of the turbine working at design and off-design conditions. The algoritms for one and two axial impulse turbines are saved in the files I.mcd and II.mcd respectively in the CD-ROM. The appendix only shows the output data for two-stage axial impulse turbines. In Chapter 7, the validation of the methodology and the computer program is done using test data from Russian bipropellant (kerosene and liquid oxygen) engine RD - 0109 for the design point and using general empirical relations, obtained from linear regression of test data of actual one and two-stage axial impulse turbines for off-design points.

Bombas de alta velocidade, i.e., bombas com velocidade angular entre 300 a 6000 rad/s, são largamente empregadas na aviação, mísseis, área naval, indústria petroquímica, plantas de geração de energia como turbinas a gás ou vapor. Por causa das altas velocidades angulares, elas podem ser aplicadas sem a aplicação de redutores em motores foguetes a propelente líquido. O uso de bombas de elevada rotação se deve ao fato das necessidades de obter elevadas pressões (50 a 60 MPa) com pequenas dimensões, reduzida massa e poucos estágios. O objetivo deste trabalho é apresentar uma metodologia de dimensionamento dos principais parâmetros e características de uma bomba utilizada em Motores Foguetes a Propelente Líquido. A partir das dimensões e características energéticas da bomba de oxigênio líquido, é determinado os parâmetros de desempenho, através da dinâmica dos fluidos computacional. A partir dos resultados numéricos gerados pela simulação são propostos melhorias no projeto a fim de melhorar e otimizar a eficiência da bomba através da análise do comportamento do escoamento no interior da mesma. Para geração da malha do volume foi utilizado o programa Gambit. Para simular o escoamento na bomba centrífuga, as equações de Navier-Stokes com condições de contorno adequadas são resolvidas para a geometria tridimensional através do programa comercial de volumes finitos Fluent, assumindo o escoamento permanente, incompressível e sem a presença de gases dissolvidos no líquido. O modelo ?-? foi utilizado para simular a turbulência no escoamento. Baseado nos resultados obtidos como campo de velocidade, distribuição de pressão para diferentes fluxos mássicos foram analisados.

O principal objetivo desta tese é estudar os efeitos inerciais e de pressão do escoamento médio sobre o próprio escoamento médio de jatos bi-dimensionais confinados. Os escoamentos considerados no presente trabalho são turbulentos, isotérmicos, incompressíveis e compostos por fluidos simples. A introdução e a revisão bibliográfica são feitas por meio da apresentação: das motivações tecnológicas e fundamentais para a escolha do tema da presente tese; do cenário no qual a abordagem adotada está inserida; dos parâmetros adimensionais usualmente adotados na literatura para caracterizar os jatos bidimensionais confinados (parâmetros clássicos); e dos dados experimentais levantados na literatura na forma de correlações semi-empíricas, e de perfis de propriedades do escoamento. A presente tese desenvolve uma abordagem integral e adimensional para jatos confinados. As hipóteses adotadas nesta abordagem são aquelas relativas a escoamentos em camada fina cisalhante, e a escoamentos não dissipativos. A abordagem é baseada em balanços integrais de massa e quantidade de movimento. Os termos de quantidade de movimento são classificados como inerciais ou de pressão; e como fluxos, forças ou fontes. Esta classificação permite analisar os efeitos considerados pelos parâmetros adimensionais clássicos. Os parâmetros clássicos não satizfazem simultaneamente às seguintes condições: ser baseado em uma superfície de controle fechada; e ter os efeitos inerciais e de pressão separados em parâmetros distintos. Desta forma, são desenvolvidos dois parâmetros adimensionais novos. Estes parâmetros novos são usados na definição de variáveis adimensionais cuja finalidade é obter uma regra de escalonamento apropriada. A regra de escalonamento desenvolvida é validada por meio de sua aplicação a três bancos de dados de literatura. Esta aplicação mostra a influência dos efeitos inerciais e de pressão sobre o escoamento. A qualidade dos dados experimentais de literatura e próprios também é avaliada pela aplicação desta mesma regra de escalonamento. O túnel de vento construído para estudo de jatos confinados axi-simétricos é apresentado por meio: dos requisitos de projeto; dos critérios de projeto; e da descrição dos componentes. Este túnel possui seção de teste com 300mm de diâmetro e 1500mm de comprimento; contração com razão de área de 4 : 1 e lanças de ar com diâmetros de 10mm, 40mm, 75mm e 150mm. Os procedimentos experimentais adotados na caracterização do escoamento do túnel de vento axi-simétrico incluem: a técnica de determinação do tensor das tensões de Reynolds e do vetor velocidade média em função de medições de velocidade média e de tensão normal de Reynolds em 6 direções distintas; a validação desta técnica; e as correções de posicionamento e de direcionamento do intrumento de medição. O instrumento de medição utilizado foi um anemômetro a laser (LDV). As principais contribuições da presente tese são as seguintes: redesenvolvimento dos parâmetros adimensionais clássicos de jatos confinados por meio de uma metodologia e nomenclatura unificada; proposição de dois parâmetros adimensionais para jatos confinados, um para efeitos inerciais e outro para efeitos de pressão; incremento do banco de dados experimentais referentes a jatos confinados; construção de um túnel de vento axi-simétrico para estudo de jatos confinados; e descoberta da existência de similaridade em jatos confinados com gradiente de pressão elevado. / The main objective of this thesis is to study the mean flow inertial and pressure effects on the mean flow itself in two-dimensional confined jets. The flows considered in the present work are turbulent, isothermal, incompressible and single-fluid. The introduction and the bibliographical review are done by the following presentations: technological and fundamental motivations for the choice of the thesis subject; the scene where the adopted approach is included; dimensionless parameters usually adopted in the literature for two-dimensional confined jets characterization (classic parameters); and experimental data found in literature as semi-empirical correlation, and as mean flow properties profiles. This thesis develops an integral and dimensionless approach for confined jets. The hypotheses adopted in such approach are the thin shear layer approximation, and the non-dissipative flow assumption. The approach is based on mass and momentum integral balances. The terms are classified as inertial or as pressure; and as flux, as force, or as source. Such classification allows the analysis of the effects considered by the dimensionless classic parameters. The classic parameters do not satisfy the following conditions simultaneously: to be based on a closed control surface; and to separate the inertial and pressure effects in distinct parameters. Due to this, two new dimensionless parameters are developed. The new dimensionless parameters are used in dimensionless variables definition whose purpose is to obtain a proper scaling rule. The developed scaling rule is validated applying it to three data banks from literature. This application shows the inertial and pressure effects on the flow. The quality of the literature and the own data bank is evaluated by this scaling rule application. The wind tunnel built for axi-symmetric confined jets studies is presented by: project requirements; project criteria; and components description. This tunnel has a test section with 300mm in diameter and 1500mm in length; contraction area rate of 4 : 1; and air guns with 10mm, 40mm, 75mm and 150mm in diameters. The procedures adopted in the axi-symmetric wind tunnel flow characterization include: the scheme to determine the Reynolds stress tensor and the mean velocity vector from mean velocity and normal Reynolds stress measurements in six distinct directions; this scheme validation; and the positioning and directioning probe corrections. The instrument used was a laser Doppler velocimeter. The main contributions of the present thesis are the following: redevelopment of the confined jets classic dimensionless parameters through an unified methodology and nomenclature; the proposition of two new confined jets dimensionless parameters, one for inertial effects and other for pressure effects. improvement of experimental data bank regarding confined jets; construction of an axi-symmetric wind tunnel for confined jet studies; and the discovery of the similarity existence in confined jets with high pressure gradient.