Este trabalho consiste na simulação de escoamentos em grades lineares de perfis. São simuladas grades bidimensionais, em regimes subsônicos, transônicos e supersônicos. As equações de Euler e Navier-Stokes são empregadas, respectivamente, para simulações não-viscosas e viscosas sem incluir os efeitos de turbulência. O método de diferenças finitas é utilizado. Malhas computacionais tipo "H" foram geradas baseadas em geradores algébricos e elípticos. O algoritmo computacional utilizado baseia-se no modelo implícito de fatoração aproximada de Beam & Warming. As variáveis dependentes originais do modelo citado são subistituídas por pressão, componentes de velocidade e temperatura, também chamadas variáveis primitivas. Estas variáveis relacionam-se com o vetor de variáveis conservadas através de uma matriz jacobiana. Um modelo de dissipação artificial não-linear é empregado para proporcionar estabilidade numérica. Nas simulações viscosas, a aproximação pelo modelo de camada fina é utilizada. Empregam-se condições de contorno não-reflexivas nas fronteiras computacionais de entrada e saída do escoamento com base em equações características. Condições de contorno periódicas implícitas são utilizadas. Resultados são apresentados para a formação de um banco de dados e para comparações com dados disponíveis na literatura para uma análise do presente algoritmo de cálculo.

Este trabalho trata do modelamento do escoamento na região do flape de reentrada de um túnel transônico. A partir da solução numérica das equaçõesde Navier-Stokes com média de Reynolds e aproximação de camada fina, o fator de perda de carga total no flape, assim como a influência do flape no desempenho do difusor de alta velocidade, são quantificados e analisados. As equações são implementadas por diferenças finitas utilizando-se o algoritmo implícito de Beam e Warming. O transporte turbulento é levado em conta através de um modelo algébrico de viscosidade de vórtice, de duas camadas, devido a Baldwin e Lomax. A fim de se conseguir uma maior acurácia e robustez do modelo numérico, as condições de contorno são implementadas, onde apropriado, lançando-se mão do conceito de relações características. Os resultados deste estudo são, indubitavelmente, de grande importância para os projetistas e analistas de túneis de vento.

This work consists in a numerical simulation of a spray jet: a two-phase flow composed by a gaseous and a liquid phase. The gaseous phase is treated as a continuous medium, and the liquid phase is treated as a dispersed phase. An asymptotic approximation of zero Mach number was applied to the gaseous phase in order to account for density variations due to temperature gradients without dealing with extra complexities of the fully compressible flow formulation. The effects of turbulence on the gas flow were modeled using the concept of turbulent viscosity determined by a system of two partial differential equations, the so called k-epsilon model. The liquid dispersed phase was modeled as point-particles, to whom thermodynamic properties and 0-d models for momentum, heat and mass transfers were assigned. The gaseous phase was discretized and numerically solved using the finite volume method. The numerical results were compared to measurements and a reasonable prediction was found. It was verified, though, underestimations of droplet velocity and evaporation rate.

The main objective of the present research work consists of studying turbulent flows over typical aerospace configurations. In order to accomplish such goal, a numerical tool to simulate 3-D compressible flows is validated and improved. A finite difference method for structured grids, written for general curvilinear coordinates, is used. A centred spatial discretisation, which requires explicit addition of artificial dissipation terms, is chosen, and the time marching procedure is explicit. In the validation process, comparative analysis of systematic mesh refinement and grid topology is considered. Subsequently, adequate turbulence models for the applications of interest are implemented. This implementation must be carefully performed in order to robustly and consistently include the turbulence model subroutines into the numerical code. Convergence acceleration techniques such as multigrid and implicit residual smoothing are required in order to avoid the slower convergence rates associated with the more refined and stretched grids that are necessary for turbulent simulations. The validation of these new implementations, for the applications of interest, is done by comparison of numerical results with experimental or theoretical data. Thereafter, flows about the VLS central body configuration are simulated in order to obtain aerodynamic results necessary for the development phase of the vehicle. In general, good agreement between numerical and experimental results are obtained within engineering error margins. Some limitations of the turbulence models could be observed. These limitations could be addressed with a careful study of the numerical results and previous knowledge of the capabilities of these models. Nevertheless, the conclusions that could be drawn are very positive for this initial effort on advanced turbulence modelling, and these conclusions are important for future development of the numerical code.

Este trabalho apresenta métodos para simulação de escoamentos a altos números de Mach utilizando diversos esquemas de discretização espacial. Dentre estes esquemas, considerou-se um esquema centrado e os esquemas de separação de vetores de fluxo de va Leer e de Liou. Os esquemas "upwind"foram implementados tanto em suas versões de primeira ordem quanto de segunda ordem de precisão espacial. As versões de segunda ordem de precisão estão baseadas numa abordagem "MUSCL", onde os estados à direita e à esquerda são reconstruídos linearmente e afetados por um limitador. O trabalho também discute uma técnica de geração de malhas não estruturadas bidimensionais, baseada no método de avanço de frente de geração. A malha é gerada através da introdução automática de pontos de domínio computacional. Utilizam-se termos fonte locais, que auxiliam na concentração de pontos em regiões específicas de domínio. Foram implementadas algumas técnicas de melhoramento de malha, tais como troca de diagonais e suavização. A metodologia de simulação de escoamento implementada utiliza ainda um procedimento de refinamento adaptativo, sendo que o processo de refinamento de triângulos usa um sensor baseado em propriedades físicas do escoamento. Os resultados foram obtidos através da simulação do escoamento em uma configuração típica de entrada de ar supersônica/hipersônica. Os diferentes esquemas de discretização espacial utilizados neste trabalho foram capazes de reproduzir adequadamente as características do escoamento.

Simulações de grandes escalas (LES) atualmente têm desempenhado um papel importante no estudo de turbulência, aeroacústica e combustão. Em LES, as maiores escalas são resolvidas e as escalas menores são modeladas por um modelo de submalha. A grande vantagem deste tipo de simulação para o estudo de turbulência está no fato de que a produção de turbulência acontece primordialmente nas grandes escalas. Além disso, o comportamento das grandes escalas é extremamente afetado pela topologia do escoamento analisado. Neste contexto, o objetivo primordial deste trabalho é estudar escoamentos próximos a paredes, em regiões com curvatura, para avaliar o efeito de gradientes de pressão adversos nas estatísticas do escoamento, analisando as consequências destes gradientes de pressão na produção, transporte e dissipação de energia turbulenta. A formulação empregada nas simulações é uma formulação LES, e estão sendo analisados números de Reynolds moderados, para os quais, em geral, não se têm dados de simulações diretas na literatura. Desta forma, pretende-se entender um pouco mais sobre as estruturas turbulentas geradas nas regiões de gradiente de pressão adverso e os mecanismos de produção de turbulência em tais regiões.

Este trabalho envolve o processamento de compósitos carbono/epóxi pelo uso da técnica VARTM (Vacuum Assisted Resin Transfer Molding). A simulação do fluxo de resina na impregnação do reforço foi realizada pelo uso de um programa comercial, RTM-Worx, visando a obtenção de uma placa e de uma seção em C. Para a realização da simulação foram determinadas experimentalmente a viscosidade da resina epóxi utilizada e a permeabilidade e a fração volumétrica da preforma de tecido de carbono utilizada como reforço. Por meio da simulação do fluxo de resina foram analisadas três estratégias de posicionamento dos canais de injeção e de vácuo no molde para a obtenção de uma viga de seção C. A partir da seleção da melhor proposição este componente foi obtido experimentalmente. Os resultados obtidos mostram que o ensaio de permeabilidade unidirecional realizado apresentou-se adequado, com um bom ajuste linear dos dados. No entanto, os tempos de preenchimento estimados nas simulações foram menores que os experimentais (6% menor para a placa e 11% para a seção em C). Verificou-se ainda que apesar das aproximações feitas nos dados de entrada do programa RTM-Worx, os desvios das simulações foram relativamente pequenos e na faixa normalmente observada em trabalhos da literatura. A etapa de pré-formagem mostrou-se também fundamental para a qualidade final da peça.

Este trabalho tem por finalidade analisar um método de fluxo potencial para cálculo de coeficientes aerodinâmicos através de uma comparação com resultados experimentais. O método utilizado é o método malha de dipolos, cujas vantagens figuram sobretudo em sua alta velocidade de cálculo e de análise, e razoável precisão nos resultados, razões pelas quais a metodologia desenvolvida neste trabalho é direcionada principalmente para as fases iniciais de projeto aeronáutico.

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 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.