Esta dissertação tem como objetivo principal realizar o projeto conceitual de um novo motor turbofan, a partir dos requisitos propostos para uma aeronave executiva de alto desempenho. De forma paralela, apresenta uma metodologia para o projeto conceitual de motores turbofan. A aeronave em estudo possui grande alcance e grande velocidade de cruzeiro e assim, o trabalho apresentado visa minimizar as dimensões físicas e o consumo específico do motor. A partir da recepção e interpretação dos requisitos, as principais variáveis do ciclo termodinâmico do motor, nominalmente a temperatura máxima da câmara de combustão, a razão de passagem, a razão de pressão do fan e a razão de pressão do compressor deste motor, são avaliadas através de análises paramétricas e um ou mais ciclos que atendam aos requisitos de consumo específico máximo são escolhidos. Na sequência, a vazão mássica de ar do motor necessária para o cumprimento dos requisitos de tração e as perdas em tração e consumo específico, resultantes da instalação deste motor na aeronave proposta, são calculadas. Por fim, um motor conceito é obtido e seus diagramas de tração máxima, consumo e tração específicas, vazão mássica máxima de ar e desempenho em condição de cruzeiro são apresentados. O trabalho faz uso extensivo das rotinas computacionais ONx e AEDsys, disponíveis em uma das referências bibliográficas, para facilitar o cálculo do desempenho do ciclo termodinâmico em seu ponto de projeto e fora deste.

Esta dissertação aborda problemas relacionados ao projeto e análise de desempenho de hélices ótimas. Hélice é o componente responsável pela geração de tração em algumas aeronaves, helicópteros e barcos. Especificamente, a pesquisa enfoca problemas que ocorrem durante a fase de projeto analítico, identifica deficiências e vantagens nos métodos e modelos matemáticos descritos na literatura e propõe alguns instrumentos que facilitam a reutilização de soluções já desenvolvidas e validadas, anteriormente, por outros projetistas. Esta dissertação está centrada na hipótese de que a maior parte das falhas de projeto de hélices deve-se, principalmente ao grande número de variáveis de entrada que o método de projeto ótimo requer, o que dificulta o projetista de lidar com tantas variáveis. O objetivo geral desta dissertação é a investigação de modelos, metodologias e métodos que possam ser aplicados durante o projeto de hélices ótimas e durante a elaboração das suas cartas de desempenho. Dentre os objetivos mais específicos está o desenvolvimento de instrumentos que, possibilitem o desenvolvimento de geometrias idealizadas para determinado ponto de projeto. Como resultado desta pesquisa, as principais contribuições obtidas foram: (1) a identificação e especificação de uma metodologia adequada à análise de desempenho de hélices; (2) uma ferramenta de projeto, denominada VBAProp, que serve como ponto de partida para a modelagem de hélices ótimas, esta ferramenta em conjunto de pacotes computacionais comerciais de análise heurística forma uma valiosa ferramenta para especificação de geometrias de hélice ótimas.

As Máquinas do tipo Turbobombas são elementos chaves no desempenho de um Motor Foguete a Propelente Líquido - MFPL, no entanto o uso destes dispositivos é evitada em um grande numero de propulsores encontrados pelo mundo principalmente quando o fator custo se torna bastante relevante. Deste modo foram realizadas uma série de ensaios com materiais especiais com objetivo de diminuir a dependência de metais estrangeiros, elevar a eficiência do componente, diminuir seu custo final e viabilizar sua manufatura no Brasil. Foram feitos levantamentos bibliográficos a respeito dos materiais e processos mais indicados para a turbobomba hipotética em estudo, com uma visão bastante abrangente da maquina juntamente com o foco em processos e materiais encontrados no mercado nacional. Posteriormente o estudo foi focado no problema proposto, e então após um levantamento bibliográfico detalhado foram feitos experimentos com fim de embasar as decisões de projeto relativas a turbina. Primeiramente, foram escolhidas as ligas metálicas mais comuns neste tipo de aplicação, notadamente ligas baseadas em Níquel, e ligas mais exóticas com alta probabilidade de uso, neste caso baseadas em Nióbio. Após as escolhas das ligas adequadas foram realizados uma série de ensaios para determinar parâmetros relativos a dificuldade de usinagem destas ligas, juntamente com parâmetros relacionados com a capacidade de suportar ambientes oxidantes em altas temperaturas. Baseando-se nos dados bibliográficos recolhidos e fazendo um paralelo com os dados experimentais recolhidos e com dados da indústria nacional foi possível traçar recomendações quanto às decisões de projeto relativas aos materiais e processos de manufatura da turbina da turbobomba em estudo.

Este trabalho é concernente à aplicação da teoria de controle linear robusto multivariável no desenvolvimento do projeto integrado dos sistemas de controle de vôo e propulsão para um helicóptero típico de alto desempenho com um único rotor principal, com a finalidade de melhorar suas características de manobrabilidade. Para efeito de projeto é considerado um modelo linearizado com 13 graus de liberdade, que caracteriza a dinâmica do veículo em malha aberta na condição de vôo pairado. O modelo inclui dinâmica de corpo rígido, dinâmicas de flapping, lead-lag e inflow do rotor principal, velocidade angular de rotação das pás e torque do motor. Pode ser mostrado que este tipo de aeronave é instável ao longo do envelope de vôo, e que os níveis de acoplamento entre os vários eixos são elevados. Em particular, as dinâmicas longitudinal e lateral são altamente acopladas, o que dificulta a separação dos eixos para projeto independente, como é usualmente feito no caso de projetos de sistemas de controle de vôo para aeronaves de asa fixa. A presença de dinâmicas não-modeladas e incertezas paramétricas devidas à imprecisão na identificação das derivadas de estabilidade e variação das mesmas com as condições de vôo, juntamente com distúrbios exógenos como rajadas de vento sugerem a utilização da teoria de otimização "H IND. infinito" em conjunto com técnicas analíticas baseadas no conceito de "valor singular estruturado", o que é comumente conhecido como -synthesis, no projeto das leis de controle. Os testes de desempenho e estabilidade foram executados nos domínios da freqüência e do tempo através da utilização do ambiente Simulink, especialmente preparado para simulação dos sistemas de controle de helicóptero. O resultado final é um sistema de controle de vôo e propulsão no domínio discreto, estável, robusto e que assegura propriedades aceitáveis de rastreamento, atenuação de distúrbios e desacoplamento em malha fechada.

O objetivo deste trabalho é determinar perfis de temperatura ao longo da seção transversal da parede da tubeira de um motor-foguete a partir do conhecimento da distribuição de temperatura num ponto (ou estação) desta seção em função do tempo. Tanto a distribuição de temperatura como o fluxo de calor assim estabelecidos são mais próximos dos reais à medida em que o ponto de medição é escolhido mais próximo da parede quente. A principal vantagem deste método é evitar a utilização do coeficiente de transferência de calor por convecção calculando empiricamente através da fórmula de Bartz (1957). Os resultados obtidos podem ser aplicados na otimização de projetos de tubeira para motores-foguetes.

Atualmente no Brasil temos uma escassa experiencia em motores foguete a propelente liquido, devido a isto e conveniente o estabelecimento de modelos matematicos basicos, que possibilitem a compreensao, dimensionamento e motivacao para o desenvolvimento desses propulsores. A robustez operacional, a relativa simplicidade mecanica e a diversidade de uso, levou a considerarmos neste trabalho os sistemas propulsivos baseados nos motores foguete monopropelente e bipropelente liquidos pressurizados a gas. A partirdos principios de conservacao da massa, energia e quantidade de movimento foram desenvolvidos modelos matematicos, considerando-se exclusivamente a variacao temporal das variaveis envolvidas, dos seguintes elementos basicos dos sistemas propulsivos citados. * Reservatorios de propelente isobarico e nao isobarico, pressurizados a gas. * Tubulacoes e acessorios (valvulas, placa de orificio, placa injetora) * Camara de combustao ideal, tubular ideal e tubular com efeito do transporte de massa. * Bocal supersonico (tubeira) ideal. Convem ressaltar que as camaras de combustao com efeito do transporte de massa visam uma melhor aproximacao as camaras reais. Para cada modelo de sistema propulsivo foi dimensionado um sistema propulsivo. O motor foguete monopropelente baseia-se nos micropropulsores cataliticos a hidrazina de 100 N de empuxo projetados pelo INPE/IAE. Os motores bipropelentes dimensionados sao uma proposta viavel pra motores de bancada que desenvolvem 10000 N de empuxo e que utilizem com propelentes os pares etanol - oxigenio e querosene (RP-1) - oxigenio. Os sistemas propulsivos foram simulados numericamente utilizando-se o metodo Runge-Kutta de quarta ordem, para isto foram desenvolvidos programas computacionais utilizando-se a linguagem Pascal devido a principalmente ser esta uma linguagem didatica e de alto nivel. Os resultados dessas simulacoes sao apresentados na forma grafica, mas seguintes relacoes: - Empuxo X Tempo. - Vazao de Propelente X Tempo. - Pressao na Camara de Combustao X Tempo. - Raio da Gota de Propelente X Tempo. Estes resultados sao apresentados na forma de curvas com perfis caracteristicos desses sistemas propulsivos. Os modelos desenvolvidos e as tecnicas utilizadas mostraram-se muito eficientese robustas o suficiente para serem utilizadas como ferramentas de projeto de engenharia.

A utilização de softwares computacionais para análises de engenharia é comum. A redução de custos de projeto e a hodierna facilidade de se conseguir computadores com razoável capacidade de cálculo são fatores que incentivam a pesquisa na área de simuladores. Os estudos na área de geração de energia necessitam de uma análise termodinâmica e cinética acurada, o que envolve também aspectos relacionados às limitações da representação numérica computacional. Nesta dissertação, faz-se uma apresentação do desenvolvimento de um software computacional com a finalidade de simular um reator de ordem zero, ou seja, desconsiderando as dimensões espaciais. Utilizando-se de dados de entrada termodinâmicos e cinéticos, o programa é capaz de apresentar resultados como variações de pressão, temperatura e a potência máxima associada ao processo de geração energética. Este seria um primeiro passo para um projeto de desenvolvimento de simuladores de motores-foguete, turbinas e geradores de energia de um, dois e três dimensões no espaço.

O objetivo deste trabalho foi utilizar injetores do tipo axial e "swirl" para avaliar os efeitos da injeção de oxigênio gasoso (GOX) sobre o empuxo e a pressão na câmara de combustão de um motor foguete híbrido experimental com grão combustível de polietileno e o pioneiro grão combustível de parafina esférica estruturada em poliuretano. Para tal, foram usinados injetores em aço inoxidável e construído um motor foguete híbrido experimental e sua bancada de ensaios, provida de dispositivos que permitiram registrar dados de empuxo, variação da massa de combustível e de oxidante e de pressão na câmara de combustão do motor foguete híbrido. Os ensaios foram realizados com pressões de injeção de GOX de 46, 52 e 58 Bar e com injetores do tipo axial, "screw", "swril" pequeno e "swirl" grande. O "swirl" grande proporcionou condições ideais para difusão do oxidante no meio reacional e o grão de parafina estruturada no poliuretano favoreceu a gaseificação deste combustível e ambos apresentaram os melhores resultados dos parâmetros balísticos.

O presente estudo apresenta uma metodologia de análise do sistema de resfriamento de um motor foguete a propelente líquido e os resultados de uma investigação de um método de resfriamento largamente utilizado em câmaras de combustão, denominado filme de resfriamento ou film cooling, aplicado a um motor de 75 kN de empuxo que utiliza como propelentes oxigênio líquido e querosene. Partindo de um motor cujo filme de resfriamento é formado através da aspersão de combustível dos injetores posicionados na periferia do sistema de injeção, foram analisados experimentalmente dois casos: o primeiro assume que 50% do líquido aspergido pelos injetores periféricos participa da formação do filme de resfriamento; o segundo considera o filme formado apenas pelo líquido que escoa pela parede interna da câmara de combustão. Com a análise dos resultados obtidos de ensaios a frio utilizando o sistema de injeção de um motor modelo em desenvolvimento no IAE (motor L15) realizou-se a validação dos dados teóricos provenientes de cálculos e recomendações fornecidas por especialistas do Moscow Aviation Institute - MAI e também o refinamento dos valores para a aplicação nos motores em desenvolvimento do IAE. O parâmetro utilizado para validação e refinamento dos dados teóricos foi a penetração do filme de resfriamento, pois esse parâmetro é de suma importância para que se obtenha uma proteção térmica eficiente internamente à câmara de combustão. Os ensaios a frio confirmaram uma penetração suficiente do filme de resfriamento para o comprimento da câmara de combustão do motor estudado.

O presente trabalho trata do desenvolvimento de um programa para aquisição e processamento de dados aplicados a um banco de testes de propulsão líquida. O banco é constituído de Câmara de Elemento Único (CEU) e utiliza álcool como combustível um oxidante criogênico, o oxigênio líquido LOx, pressurizado. O programa foi elaborado em linguagem de programação gráfica G, utilizando o software LabVIEW. A interface gráfica do programa permite ao usuário configurar diferentes opções de ensaios ao mesmo tempo em que se verificam as condições de segurança para a execução dos mesmos. Realizou-se levantamento e descrição de toda a instrumentação da bancada bem como os erros potenciais a ela associados, considerando-se sempre o alto risco presente na operação deste tipo de banco.