Submitted by Filipe dos Santos (fsantos@pucsp.br) on 2018-06-21T12:36:09Z No. of bitstreams: 1 Walter Pichi Junior.pdf: 4132122 bytes, checksum: fb86468f13e878f9ea8613f3fad265a6 (MD5) / Made available in DSpace on 2018-06-21T12:36:09Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Walter Pichi Junior.pdf: 4132122 bytes, checksum: fb86468f13e878f9ea8613f3fad265a6 (MD5) Previous issue date: 2018-03-07 / Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior - CAPES / The objective of this work was the development of a teaching kit using simple, mockups, but miniaturized models of chromatographic columns, whether heated or not. Development utilized low-cost material and the do-it-yourself approach. The performance tests of the speakers and their kit demonstrated that the system is reproducible and can be used to teach concepts about fluid manipulation, diffusion and desorption, among others. The purpose of the kit is to facilitate the easy manipulation of its components and their interconnection, proposing new innovations as well as advantages for learning the concepts of ABP and STEM / Este trabalho teve como objetivo o desenvolvimento de um kit de ensino utilizando modelos simples (mockups), mas miniaturizados, de colunas cromatográficas, aquecidas ou não. O desenvolvimento utilizou material de baixo custo e a abordagem do “faça você mesmo”. Os testes de desempenho das colunas e respectivo kit demonstraram que o sistema é reprodutível e que pode ser utilizado para o ensino de conceitos sobre manipulação de fluidos, difusão e dessorção, entre outros. O kit tem por finalidade favorecer a fácil manipulação, dos componentes que o compõe e a interligação dos mesmos, propondo novas inovações além de vantagens para a aprendizagem dos conceitos de ABP e STEM

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.

Veículos aeronáuticos e aeroespaciais são sujeitos a cargas externas de rajadas, causando tensões transientes na estrutura. Na determinação das cargas devido à rajada, o histórico temporal da mesma assume uma variedade de formas e de magnitudes, e desta maneira, um histórico temporal específico não será representativo da situação global. Sendo assim, o assunto deve ser, de preferência, tratado com métodos estatísticos baseados em dados experimentais. Uma outra abordagem do problema seria efetuar o cálculo de resposta dinâmica da rajada discreta com variação de intensidade e da penetração da rajada até encontrar as respostas máximas. Um outro fato importante que entra na formulação do problema é a flexibilidade da estrutura, principalmente, para estruturas leves que voam em regimes de altas velocidades.O objetivo do presente trabalho é uma avaliação dos méritos dos dois processos e, eventualmente, chegar a resultados conclusivos sobre a comprovação dos requisitos de certificação.

As bombas ejetoras são dispositivos apropriados para aspirar e bombear um fluido que pode ser líquido, gás ou vapor ou uma mistura bifásica. Tais dispositivos são caracterizados pela troca da energia cinética de uma corrente de fluido primária com a uma corrente de fluido secundária em uma câmara de mistura. Devido à simplicidade na estrutura, na ausência de partes móveis e na conveniência da manutenção, bombas ejetoras têm sido usadas extensivamente em muitos campos da Engenharia para várias finalidades. Bombas ejetoras são usadas principalmente em atividades como: bombeamento ou sucção de fluidos, dragas, bombeamento de produtos químicos, transporte de partículas sólidas grandes ou até mesmos produtos alimentícios. Uma bomba ejetora é geometricamente simples consistindo de 4 componentes principais: um bocal, câmara de sucção, garganta misturadora e difusor. Nesta dissertação, a ferramenta de Dinâmica dos Fluidos Computacional (DFC) foi utilizada para calcular o escoamento tridimensional no interior de uma bomba ejetora com dados geométricos e de desempenho disponíveis na literatura com o objetivo principal de avaliar a qualidade dos resultados obtidos. Para tanto as equações de conservação da massa, 2 Lei de Newton, conservação de energia e para o modelo de turbulência k- foram resolvidas utilizando o método de volumes finitos com um algoritmo segregado para o acoplamento dos campos de velocidade e pressão. Para obtenção da solução foi utilizado o código comercial Fluent versão 6.3.17. Os resultados numéricos obtidos para eficiência da bomba ejetora foram comparados com resultados experimentais e com os de uma formulação unidimensional onde os coeficientes de perda por atrito foram medidos experimentalmente nas seções da bomba ejetora ensaiada experimentalmente e simulada numericamente. Os resultados apresentaram boa concordância em toda a faixa disponível de resultados experimentais. A ferramenta de CFD também permitiu analisar os campos de velocidade e a distribuição de pressão nos componentes da bomba ejetora (bocal, garganta misturadora e difusor).

The present work describes the efforts towards the implementation of upwind schemes to simulate supersonic and hypersonic cold gás flows. The class of flux vector splitting schemes has been chosen, and the particular methods implemented are the van Leer and Liou schemes. Results for different freestream Mach numbers and mesh topologies are discussed in order to assess the comparative performance of the various spatial discretization schemes. The flow is modeled by 3-D Euler equations through the use of a cell centered, face-based data structure finite voluma method applied in an unstructured grid context. Time integration of the system of equations is performed using an explicit, 5-stage, Runge-Kutta scheme. Mesh refinement routines are available in the original code and they are able to handle tetrahedra, hexahedra, triangular-base prisms and square-base pyramids. The full multigrid procedure is also available in the base code to accelerate the convergence to steady state. In the present work, the author has studied possible forms of integrating the multigrid and the mesh refinement procedures, which were both originally available in the base code. The results obtained provide evaluation and comparison of the present methods with regard to oblique shock wave capturing, as well as the behavior of property values such as pressure, density and Mach number contours. Finally, the work presents a discussion on the relative characteristics of each method.

The objective of the present research work consists in studying complex aerodynamic flows about typical aerospace configuration, in which turbulence effects play a fundamental role. Such study is performed with an available computational tool that is being developed at CTA/IAE. This is a finite-volume code for unstructured 3-D meshes that solves the compressible Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. Turbulence effects are added to this numerical tool through turbulence models. Similar work had already been initiated by the author in his master thesis at ITA with less advanced model in that context. Turbulence effects are critical for complex aerospace configurations, such as supercritical or high-lift aerofoils, or space vehicles at atmospheric transonic or supersonic flight, and less advanced turbulence models fail to adequately describe such flows. The investment in more complex turbulence models, such as {em nonlinear} eddy viscosity and Reynolds-stress transport closures, is of fundamental importance to better capture such flows, which are very important in the context of the developments within the aerospace area at CTA/IAE and Embraer. Furthermore, in order to allow for a robust and efficient numerical framework, effort is also driven towards convergence acceleration techniques such as multigrid and variable time stepping procedures, as well as convective flux computation schemes suitable for boundary layer and shocked flows. These flux schemes must be robust and accurate even for highly stretched meshes that support these flow phenomena at reasonable computational costs. The validation of these new implementations, for the applications of interest, is performed by comparison of numerical results with experimental or theoretical data for several flow cases. Flows involving laminar boundary layers and shock waves are used to assess the quality of the convective flux computation schemes. Traditional turbulent-flow validation cases, such as the turbulent boundary layers over a flat plate or within a parallel-wall channel, are considered to address the level of physical representativeness of the chosen models. Finally, typical aerospace flows are evaluated with the best numerical settings resulting from the previously mentioned efforts. Such cases involve transonic and high-lift aerofoils, and transonic and supersonic flows about a space vehicle. In general, good agreement of numerical results with the reference data is obtained.

O presente trabalho tem por objetivo a avaliação das características aeroelásticas referentes a flutter de uma aeronave militar de treinamento em sua fase inicial de projeto. Para a execução da análise ée elaborado um modelo aeroelástico da aeronave, composto de dois modelos distintos: um em elementos finitos representativo das características dinâmicas da aeronave e um modelo aerodinâmico não-estacionário baseado na teoria Doublet Lattice. Correções para ajuste do comportamento aerodinâmico estacionário do modelo são feitas com base em resultados obtidos junto ao grupo de aerodinâmica do Projeto Treinador Avançado. A ocorrência do fenômeno de flutter colocará restrições ao projeto. Os detalhes do modelamento dinâmico e aerodinâmico, bem como ajuste aerodinâmico adotado, são também apresentados. O software utilizado na solução dos problemas dinâmico e aeroelástico ée o MSC.Nastran V.70.7. Um estudo paramétrico ée realizado para analisar o comportamento do modelo aeroelástico após alteração de parâmetros relacionados com as superfícies de controle (canard, aileron, leme e empenagem horizontal). Os resultados são apresentados em forma gráfica através dos gráficos V-g-f que mostram a tendência do comportamento do amortecimento e freqüência de cada modo com a variação da velocidade do escoamento.

O escopo deste trabalho ée avaliar o efeito da cablagem na modelagem da distribuição de temperatura em equipamentos eletrônicos em racks de aeronaves através do uso de CFD (Computacional Fluid Dynamic). Para alcançar este objetivo, o estudo se concentra na simulação de quatro casos. Os casos padrão e sem ventilação que não consideram o efeito da cablagem. Os casos de velocidade constante e de pressão constante na entrada empregam o efeito do meio poroso. A cablagem ée modelada como um meio poroso, ou seja, um termo fonte ée adicionado nas equações da continuidade, de quantidade de movimento e de energia. O modelo de turbulência escolhido para a simulação ée o k- padrão por ser utilizado freqüentemente em escoamentos turbulentos semelhantes ao caso em estudo, além de reduzir esforços computacionais se comparado ao modelo das tensões de Reynolds ou o LES (Large Eddy Simulation). Uma malha de 93503 elementos ée gerada para a simulação. A partir das temperaturas experimentais, os fluxos de calor de cada equipamento são calculados e empregados como parâmetros de entrada para cada caso. O caso padrão e sem cablagem mostra o escoamento e a distribuição de temperaturas preliminares. O caso sem ventilação e sem cablagem, isto é, em uma condição sem entrada de ar condicionado indica que o efeito da convecção natural ée importante na distribuição de temperatura dos equipamentos. Dentro do caso de velocidade constante, o efeito do meio poroso ée verificado através do cálculo de diversos termos fonte, sendo que o aumento da pressão não afeta a distribuição de temperatura no interior do rack. No último caso, ou seja, de pressão constante com cablagem, diversos termos fontes são empregados e verifica-se que o aumento de velocidade na entrada modifica a distribuição de temperatura nos componentes. A existência de uma velocidade ótima foi notada, ou seja, um acréscimo na velocidade do escoamento na entrada do rack não altera mais a distribuição de temperatura dos equipamentos eletrônicos.

Simulações numéricas foram realizadas utilizando-se um código computacional desenvolvido para resolver o sistema de equações de Navier-Stokes com média de Reynolds que modela o escoamento compressível turbulento em torno de um aerofólio NACA 0012. Foram utilizadas malhas estruturadas tipo O geradas algebricamente e diversos refinamentos puderam ser feitos. O método de volumes finitos foi empregado para discretizar o sistema de equações diferenciais parciais e os esquemas explícitos de MacCormack e Jameson foram implementados. Termos de viscosidade artificial foram adicionados explicitamente através de um modelo não-linear. O modelo de turbulência de uma equação de Spalart e Allmaras foi implementado para resolver o problema de fechamento da turbulência. Inicialmente, a formulação de Euler foi usada e resultados para a distribuição de pressão e coeficientes aerodinâmicos foram obtidos para quatro casos de escoamentos transônicos não-viscosos sobre o aerofólio. As soluções foram comparadas com os resultados de outros métodos numéricos disponíveis na literatura. Em seguida, um dos casos foi utilizado para avaliar a influência dos parâmetros numéricos como a viscosidade artificial e o refinamento da malha. Outro caso foi utilizado para comparar os esquemas explícitos de MacCormack e Jameson. Por último, o modelo de turbulência de uma equação de Spalart e Allmaras foi utilizado para a formulação de Navier-Stokes e as soluções foram comparadas com os dados experimentais de Harris e outros resultados numéricos obtidos com o modelo de turbulência algébrico de Baldwin e Lomax.

Os sistemas de proteção contra gelo são comumente utilizados na aviação. O piccolo tubo, que é um dispositivo com vários furos por onde passam os jatos de ar quente que aquecem as superfícies a serem protegidas, é o mais utilizado. Dependendo do processo de manufatura, os furos podem variar desde um formato cilíndrico até um formato cônico. O objetivo deste trabalho foi analisar a influência da conicidade destes furos na transferência de calor com o lábio da entrada de ar. Os resultados mostraram que o impacto é mínimo. Para tal análise, foram utilizados tanto programas de geração de malha (ICEM), quanto de mecânica de fluidos computacional - (FLUENT). O modelo térmico foi validado com a vasta literatura disponível, que inclui tanto dados experimentais, quanto simulações que também utilizaram mecânica dos fluidos computacional.