Estágio realizado na Mota-Engil Engenharia / Tese de mestrado integrado. Engenharia Civil (especialização em Construções Civis). Faculdade de Engenharia. Universidade do Porto. 2008

Dissertação (mestrado) Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnologico, 1990 / Made available in DSpace on 2016-01-08T16:52:01Z (GMT). No. of bitstreams: 1 80412.pdf: 4870730 bytes, checksum: d3eca386b1fd33b27a67b0759d467cfc (MD5) Previous issue date: 1990 / O ruído proveniente de jatos industriais é um dos maiores contribuintes à perda auditiva ocupacional. O jato é utilizado nas indústrias para ejetar peças, secagem, limpeza e resfriamento de moldes, normalmente, em uma faixa de pressão de 3 a 8 bar. O objetivo principal deste trabaho é a redução de ruído de jatos industriais, baseado no conhecimentode suas características fundamentais, tais como: força total, vazão mássica e níveis de potência e pressão sonora totais. Verificou-se que a geração do ruído de jato livre é proveniente de uma distribuição de fontes quadropolo e que o ruído ocorre a partir de condições de escoamento turbulento, definindo-se para isso, a equação de Lighthill para ondas acústicas. Com isso percebeu-se que a redução na velocidade do jato causa um decréscimo no ruído gerado. Das medições de força de jato foi possível qualificar bocais ejetores e bocais para limpeza. As medições de vazão mássica forneceram importantes dados da velocidade dos jatos, sendo possível caracterizá-los como subsônicos e sônicos. Os bocais projetados nesta dissertação apresentaram ótimos resultados de redução de ruído com boas características de vazão e força, qualificando-os para atender a um mercado diversificado de utilização industrial.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2015 / Made available in DSpace on 2016-03-15T04:02:12Z (GMT). No. of bitstreams: 1 336502.pdf: 4613273 bytes, checksum: 02a43770f6825cdc155f3ab0706e6b95 (MD5) Previous issue date: 2015 / O jato turbulento na exaustão de motores é uma das principaisfontes de ruído em aviões. Este é um tema de pesquisa emaeroacústica em que os mecanismos de geração de ruído não sãocompletamente compreendidos. Alguns dispositivos de reduçãode ruído têm sido propostos e aplicados em motores de aviões,tais como tabs e chevrons. O presente trabalho se concentra naanálise comparativa entre os escoamentos turbulentos de jatossubsônicos gerados por bocais com e sem chevrons, através datécnica de anemometria de fio quente. O principal objetivo foicompreender o efeito do chevron no campo de escoamento do jatoe os mecanismos de redução de ruído atribuídos a estes bocais.Os resultados mostraram um aumento da intensidade turbulentaaxial na região inicial do jato (x/D < 2) com chevrons e umadiminuição desses níveis na região subsequente. O bocal comchevrons também provocou um maior espalhamento do jato e umacamada cisalhante mais espessa. Os espectros de potência daturbulência evidenciaram a existência de estruturas coerentes nojato, indicando que os chevrons afetam os níveis de energia dessasestruturas, principalmente para número de Strouhal igual a 0,3. <br> / Abstract : The turbulent jet issuing from engine exhaustion is one of themain sources of noise in an aircraft. This is a topic in the researchfield of aeroacoustics in which the sound generation mechanismsare not yet fully understood. However, some noise reductiondevices have been developed and applied in aircrafts, such as tabsand chevrons. The present work addresses a comparison betweenthe flow fields generated by nozzles with and without chevronsthrough hot-wire anemometry. The main goal was to understandthe chevron effect on the flow field and the noise reductionmechanisms attributed to such nozzles. The results have shown anincrease in axial turbulent intensity generated by the chevron in theinitial region of the jet (x/D<2) and a decrease in turbulent intensitylevels in the subsequent region. The chevron nozzle also increasedthe spreading of the jet and generated a thicker shear layer. Thepower spectral density showed the existence of coherent structuresin the jet and the chevron was found to affect the energy peaksassociated to these structures, specially at Strouhal number 0.3.

A computional model is developed for prediction of noise emission from na existing or new turbofan engine. This model allows the simulation of noise generation from high bypass ratio turbofan engines, appropriate for use with computational programs for gas turbine performance developed at ITA. Analytical and empirical methods are used for spectrum shape, spectrum level, overall noise and free-field directivity noise. The most significant noise sources in turbofan engines are modeled: fan, compressor, combustion chamber, turbine, jet (separate streams or mixed jet), with corrections for forward speed, atmospheric attenuation, ground reflection, and nacelle acoustic treatment (perforate liners). The procedures for component noise prediction are combined to yield total turbofan engine noise emission, as a funtion of engine operation condition and of observer (distance and directivity angle).

Este trabalho tem como objetivo mostrar a utilização de uma técnica para estimar o nível de ruído interno de uma aeronave, servindo como alternativa às limitações encontradas nos métodos determinísticos, tais como Elementos Finitos e Elementos de Contorno. Para a referida aplicação, foi utilizada a técnica Análise Estatística de Energia (SEA) para ruído na faixa de alta freqüência. Para auxiliar a execução do trabalho foi utilizada a ferramenta computacional baseada na teoria da técnica SEA, conforme Lyon & Dejong (1), para simulação de sistemas dinâmicos. Aplica-se a teoria SEA para revisão dos níveis de pressão sonora na cavidade interna de uma aeronave. Esta teoria ée utilizada, já que as análises de sistemas aeronáuticos devem ser realizadas para a investigação, considerando os modos de altas ordens. Assim, utilizando-se técnicas estatísticas, podem-se obter respostas dinâmicas num espectro de freqüência mais largo, com consideráveis níveis de aceitação, sem as limitações impostas por métodos determinísticos, citados acima. Neste trabalho são constituídos modelos da seção de uma fuselagem onde ocorre a fixação asa/fuselagem, para uma análise de sensibilidade da influência da localização de fontes, das fontes de ruído e da rigidez da estrutura. Desta maneira, pode-se comparar as respostas acústicas na cavidade de cabine para os casos em estudo. São realizados três grupos de simulação. O primeiro grupo de simulação visa analisar a importância da localização das fontes excitadoras no modelo. O segundo grupo tem como objetivo verificar a influência das fontes excitadoras. Já o terceiro estuda diferentes estruturas para verificar a influência da rigidez no nível de pressão sonora do interior da cabine.

Modelos para a previsão de ruído gerado por motores a jato, como turbofan de alta razão de bypass, são utilizados neste trabalho. Estes modelos, em conjunto com programas computacionais desenvolvidos no ITA, simulam a geração de ruído em cada componente do motor e, então, determinam o ruído total irradiado. Métodos empíricos são utilizados na determinação do nível de pressão sonora para cada banda de 1/3 de oitava, em função da direcionalidade da fonte de ruído e da distância do observador até a fonte. A importância da previsão de ruído gerado por motores aeronáuticos é ressaltada, sobretudo nos critérios que tangem a certificação de aeronaves comerciais. Os componentes principais a serem estudados são: fan/compressor, câmara de combustão, turbina e bocal propulsor (jato simples). Resultados para jatos simples são comparados com dados da literatura e para um motor tipo turbojato novo são obtidos. A simulação de funcionamento do motor completo, para gerar dados do escoamento para o cálculo do ruído, é comentada. Os dados de propriedades do escoamento e de projeto do motor são feitos de modo a obterem as informações necessárias a cada modelo de previsão de ruído. Os modelos utilizados para previsão de ruído de compressor, de câmara de combustão, de turbina e de jato simples são respectivamente NASA TM-195480, SAE ARP-876D, NASA-ANOPP e ESDU Item 98019. Um módulo capaz de calcular o nível de ruído produzido por um motor é incorporado ao programa de simulação numérica de funcionamento de turbinas a gás, sendo capaz de predizer os níveis de ruído em condições de operação fora do ponto de projeto. Espera-se, com isto, obter informações importantes sobre ruído, na fase de projeto do motor e/ou para subsidiar proposições para a sua redução.

A importância de se desenvolver aeronaves com baixos níveis de ruído interno e externo já é uma cultura generalizada na comunidade aeronáutica e de aviação. Aeronaves ruidosas podem ser simplesmente banidas de operar em determinados aeroportos ou pagar taxas maiores para poder operar em vários outros. Neste contexto, para auxiliar o projeto de aeronaves menos ruidosas, o presente trabalho ocupa-se com o desenvolvimento de uma ferramenta numérica para estimação de ruído externo gerado por motores turbofan instalados em aeronaves. Um código computacional foi desenvolvido seguindo a metodologia de alguns relatórios NASA TM-X para fornecer uma estimativa de ruído em volta da aeronave em distâncias desejadas pelo usuário. Cada relatório aborda um componente específico do motor, a saber, entrada de ar, câmara de combustão, turbina e bocal de exaustão. O código foi implantado na plataforma MATLAB visando à integração com rotinas de projeto e otimização já existentes, escritas nesta linguagem. O código foi validado com uma comparação com a metodologia ESDU e com um trabalho semelhante desenvolvido na Universidade de Berlin, e suas aplicações em projeto de aeronave são exemplificadas e discutidas no presente trabalho.

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.

Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior / The purpose of this work is to study and characterize aerodynamically a free jet operating at subsonic regime and identify its acoustic signature. This study aims to analyze fundamentally the turbulent structures and the total noise produced at different Mach numbers. This kind of research is crucial to the understanding of these mechanisms of noise generation and propagation, and it is extremely important for aeronautical applications, for instance, the jet engine exhaust. The research is done by analysing the data obtained in experiments using pitot tube, hot-wire anemometer and acoustic measurements. This work also describes the experimental procedures for each step of analysis, as well as the characteristics of jet noise facilities. The data from measurements with a pitot tube was used to study the mean velocity profiles. The average properties are also analyzed with an anemometry system, likewise used to study the turbulent intensity at eleven axial lines, ranging from the centerline to the edge of the nozzle (lipline). These results are compared with literature and has verified the accuracy of hot-wire anemometers for turbulent intensities lower than 15%. The aerodynamic data are obtained for Mach numbers 0.25, 0.50 and 0.75, from the nozzle exit to thirteen diameters in the direction of the jet. The acoustic study is carried out by analyzing the sound pressure level obtained at six positions in the far field, with observer angles ranging from 40 to 110º. In this campaign more velocities are studied with Mach numbers from 0.18 to 1.00 with step of 0.05 are described. A database with the sound pressure level as a function of frequency is constructed from this information. / O objetivo deste trabalho é estudar e caracterizar aerodinamicamente um jato livre operando em regime subsônico e identificar a assinatura acústica do mesmo. Esse estudo busca analisar fundamentalmente as estruturas turbulentas e o ruído total produzido em diferentes números de Mach. Tal estudo é crucial para o entendimento desses mecanismos de geração e propagação, e encontra extrema importância para aplicações aeronáuticas, como, por exemplo, a exaustão de motores a reação (jato). A investigação é feita através da análise dos dados obtidos em experimentos utilizando tubo de pitot, anemômetro de fio-quente e ensaios acústicos. Neste trabalho também são descritos os procedimentos experimentais de cada etapa de análise, bem como as características dos laboratórios utilizados para o estudo do ruído de jato. Com os dados provenientes das medições com tubo de pitot são estudados os perfis de velocidade média. As propriedades médias também são analisadas com o sistema de anemometria, que ainda é utilizado para estudo da intensidade turbulenta em onze linhas axiais, variando da linha de centro até a borda do bocal (lipline). Estes resultados são comparados com a literatura e é constatada a acurácia dos anemômetros de fio-quente para intensidades turbulentas menores que 15%. Os dados aerodinâmicos mencionados são obtidos para números de Mach 0,25, 0,50 e 0,75, a partir da saída do bocal até treze diâmetros na direção do jato. O estudo acústico é feito através da análise do nível de pressão sonora obtido em seis posições no campo distante, com ângulos de observação variando de 40 a 110º. Diferentes velocidades também foram analisadas, desta vez, com números de Mach de 0.18 a 1.00 com passo de 0.05. Um banco de dados com o nível de pressão sonora em função da frequência é construído a partir destas informações. / Mestre em Engenharia Mecânica