Uma das grandes dificuldades para a determinação da hélice ideal para a aplicação no grupo moto propulsor em aeronave rádio controlada está associada ao seu desempenho. A escolha ideal do grupo moto propulsor, baseado em um motor responsável pela geração de potência de eixo e uma hélice que converte essa potência em força propulsiva, é de grande importância pois garante uma melhor qualidade de voo e menor consumo da fonte energética, que pode ser um combustível ou energia elétrica. As hélices são diferenciadas por suas características geométricas e aerodinâmicas definidas pelos seus respectivos fabricantes. As principais características geométricas são o diâmetro e o passo geométrico. A principal característica aerodinâmica é curvatura da pá, definida pelo formato aerodinâmico da seção transversal da pá. Este trabalho tem como objetivo principal a caracterização experimental de diversas hélices de diferentes fabricantes. Para tal trabalho foi desenvolvido um banco de hélices para obtenção dos principais parâmetros de desempenho de uma hélice, como força propulsiva e rotação. As hélices testadas possuem diâmetro de 13 polegadas com diferentes passos, sendo elas: APC (13x4, 13x6, 13x9, 13x10 e 13x11), Master Aircrew (13x5, 13x6 e 13x8), JCSuper (13x6) e Top Flite (13x6). Os resultados experimentais foram comparados com resultados obtidos através de modelagem numérica, utilizando a teoria de elemento de pá, e com alguns resultados experimentais e numéricos obtidos na literatura, a fim de validar os resultados numéricos. Os resultados experimentais mostram que hélices de dimensões equivalentes, de diferentes fabricantes, possuem desempenho propulsivo diferente.

O objetivo deste trabalho é realizar a determinação de emissões de HC (Hidrocarbonetos), CO (Monóxidos de Carbono) e NOX (Óxidos de Nitrogênio) em motores aeronáuticos do tipo turbofan e turbofan de mistura interna por meio de modelos termodinâmicos. Os modelos utilizados neste trabalho se baseiam em um método que depende somente da temperatura e pressão na entrada da câmara de combustão (T3 e P3). Este estudo relaciona os parâmetros dos motores aeronáuticos, como a razão de pressão, a razão de passagem e a tração de decolagem, ou tração nominal, aos índices de emissões de HC, CO e NOX na fase de decolagem. Adicionalmente, os resultados obtidos são analisados e interpretados por meio de comparações entre as curvas de tendência obtidas pelo método teórico e as curvas obtidas a partir de dados experimentais oriundos de ensaios realizados em motores aeronáuticos que são disponibilizados pela ICAO ("International Civil Aviation Organization", da língua inglesa). Por fim, o estudo demonstra que é possível utilizar os modelos termodinâmicos, vastamente utilizados durante a fase de projeto de motores aeronáuticos, para determinar os índices de emissões de HC, CO e NOX para a fase de decolagem como uma primeira aproximação e para se observar tendências qualitativas. Dessa forma, a correta utilização dos dados obtidos neste trabalho pode ajudar a determinar os índices de emissões durante a fase de projeto de aeronaves e, conseqüentemente, ajudar a minimizar as emissões em uma das fases de vôo que é considerada crítica.

Para se estudar o fenômeno da combustão supersônica é necessário utilizar equipamentos para ensaios em solo, tais como túneis de choque, aceleradores de massa e geradores de ar viciado. Para este fim, está sendo instalado no Instituto de Estudos Avançados (IEAv/DCTA) uma bancada de ensaio de combustão supersônica do tipo diretamente conectada, composta por um gerador de ar viciado (GAV) acoplado a um bocal supersônico. Esta bancada estava instalada inicialmente no Laboratório de Combustão e Propulsão (LCP/INPE), mas foi desativada. Uma bancada similar a esta, com melhorias, está sendo montada no IEAv a fim de contribuir o estudo da combustão supersônica que ocorre no combustor do Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X, que está em desenvolvimento neste Instituto. O escoamento de ar na saída da bancada deverá simular as mesmas condições do escoamento após as ondas de choque formadas pela parte frontal do veículo voando em velocidades hipersônicas. Estas condições são aquelas encontradas na entrada no combustor do scramjet (estato-reator a combustão supersônica), cujas principais características são: velocidades supersônicas e a alta temperatura. De forma a simular este fluxo supersônico, o ar é aquecido por combustão no interior do GAV, enriquecido com oxigênio e acelerado através da tubeira. Este escoamento deve apresentar as propriedades desejadas para o ensaio, além de conter os produtos da combustão, sendo por este motivo chamado de ar viciado, mantendo a mesma proporção de oxigênio da atmosfera. Para isto ocorrer, deve-se avaliar as condições do escoamento ao longo de toda a bancada, de forma a encontrar a melhor razão de equivalência entre os reagentes utilizados para aquecer o ar no GAV para manter a proporção especificada de oxigênio na saída da bancada, bem como determinar a geometria necessária da tubeira para que o escoamento seja acelerado até a velocidade desejada. Neste trabalho é apresentada uma metodologia para este estudo que analisa os processos de combustão no interior do GAV e da injeção de oxigênio suplementar, como também a aceleração através da tubeira considerando dois modelos de gás: caloricamente perfeito e congelado (frozen). Com este estudo será possível ajustar e controlar as condições do escoamento na saída do bocal supersônico, de forma a simular o ar que entra no combustor do 14-X quando em voo, permitindo assim o desenvolvimento das pesquisas da combustão supersônica no interior do motor scramjet.

Os motores foguete a propelente híbrido com combustíveis baseados em parafina podem ser uma tecnologia revolucionária no campo da propulsão aeroespacial. A elevada taxa de regressão da parafina elimina a desvantagem da necessidade de grãos combustível complexos. Esses motores, longe de apenas uma promessa, já foram testados com sucesso em voos tripulados. No futuro, podem ser competitivos em aplicações de turismo espacial e como boosters para veículos lançadores pesados. O uso da parafina é uma grande oportunidade não só em motor foguete. O emprego desse material em ramjets a combustível sólido tem sido tema de investigação por pesquisadores e empresas que já produzem motores foguetes a propelente híbrido. A possibilidade de usar a parafina com eficiência elevada e baixo custo em ramjets e motores foguete estimula sua aplicação em ciclos combinados desses motores, que buscam aproveitar o máximo das vantagens de cada modelo propulsivo em seus envelopes de melhor desempenho. O sucesso da aplicação de ciclos combinados, em particular tendo a parafina como combustível, pode revolucionar em termos de custo o acesso ao espaço e também o cruzeiro atmosférico de elevada velocidade. Para isso, entretanto, cuidadosas investigações experimentais ainda devem responder como se comportam motores foguete e ramjets com propelentes baseados em parafina em ciclos propulsivos combinados. Dentro desse contexto, o presente trabalho apresenta o projeto, a construção e a realização ensaios em uma bancada laboratorial com um motor de variado emprego. A bancada desenvolvida permite o estudo de fenômenos relacionados ao desempenho do motor com queima de parafina em modo motor foguete, em modo ramjet a combustível sólido e, também, em ciclo combinado. De fato, os testes realizados com o motor e a bancada forneceram dados que permitiram o sucessivo ajuste do motor para funcionamento de acordo com as especificações de projeto para o funcionamento com gás oxigênio. Dentre outros parâmetros, dados de empuxo específico e de taxa de regressão da parafina foram levantados. Os resultados mostraram desempenho próximo ao estimado na fase de projeto. A ignição e o funcionamento com ar continuam sendo um desafio que deve ser endereçado em trabalhos futuros por meio do uso de injetores pressure swirl, por meio de aditivos ao grão propelente, pela avaliação do uso de outros tipos de ignitores e, também, através de injeção simultânea de ar com oxigênio.

Motores scramjet representam uma tecnologia promissora em aplicações aeroespaciais hipersônicas. A principal vantagem dessa classe de sistemas propulsivos deve-se ao fato de que tais motores não precisam transportar consigo o oxidante, que é obtido da própria atmosfera. Essa característica proporciona uma considerável redução de peso que, por sua vez, se traduz em maior capacidade de carga útil e maior impulso específico que motores foguete convencionais. Entre as possíveis aplicações para motores scramjet está a utilização como um dos estágios de veículos aeroespaciais, aeronaves de cruzeiro hipersônicas de caráter militar ou civil e mísseis hipersônicos. Apesar de serem estudados desde os anos 1960, com diversos avanços significativos já alcançados, não há, atualmente, motores scramjet utilizados em aplicações reais, estando essa tecnologia ainda em fase de testes e desenvolvimento. Entre os países que têm investido no domínio da tecnologia scramjet encontram-se Estados Unidos, Austrália, Rússia, França, Alemanha e Japão. No Brasil, esforços também têm sido realizados no Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, do Instituto de Estudos Avançados (IEAv), em São José dos Campos.Um dos projetos de veículos hipersônicos scramjet desenvolvidos no IEAv é o veículo hipersônico aeroespacial 14-X B, objeto de análise deste estudo, projetado para voar com número de Mach 7 numa altitude de 30 km. Este trabalho teve por objetivo realizar uma análise de desempenho do veículo 14-X B nas suas diversas condições de operação possíveis. Para tanto, desenvolveu-se, primeiramente, uma metodologia para determinação do envelope de voo com base na geometria do veículo, combustível utilizado e num conjunto de critérios de restrição reunidos da literatura. Realizou-se, então, um estudo do comportamento das ondas de choque/expansão nas diversas condições de operação possíveis, identificando-se como prevê-las a partir da informação das condições de voo. Por meio de um conjunto de hipóteses simplificadoras, entre elas a de que o escoamento ao longo do veículo consiste de ar caloricamente perfeito e sem viscosidade, foi desenvolvida uma rotina para calcular o envelope de voo e os parâmetros de desempenho ao longo desse envelope para um veículo com configuração 2D, com base na sua geometria e combustível. Os resultados foram comparados com resultados de uma análise CFD que utilizou hipóteses semelhantes para três casos distintos e a maior diferença foi de 22%. Por fim, foi realizada uma análise dos resultados obtidos para três casos: i) considerando voo de cruzeiro; ii) considerando voo para máxima aceleração e iii) alterando-se um parâmetro de voo de cada vez (altitude, Mach, ângulo de ataque e razão de equivalência). Foram avaliadas as tendências dos parâmetros de desempenho, buscando-se compreender o porquê de cada comportamento, identificar oportunidades de melhorias e alertar para situações indesejadas.

O estudo de modelos matemáticos para o cálculo de desempenho de rotores, que começou no início do século 20 e se desenvolveu até meados daquele século, com Theodorsen, estagnou-se a partir da década de 1950, quando o uso de turboreatores se difundiu na propulsão aeronáutica. Recentemente a necessidade de desenvolvimento de sistemas propulsivos de alta eficiência para aeronaves de asas fixas e rotativas motiva um estudo mais detalhado sobre a aerodinâmica de rotores. As ferramentas utilizadas para projeto e análise de hélices, entretanto, ainda datam de décadas atrás. O presente estudo visa a comparar dois métodos de análise aerodinâmica de rotores. O primeiro é a formulação clássica da teoria do elemento de pá desenvolvida por Theodorsen. O segundo é um código baseado num método de singularidades tridimensional, segundo a formulação de Morino. Neste trabalho é desenvolvido um código de painéis tridimensional não estacionário de baixa-ordem, com distribuições constantes de dipolo e fonte sobre painéis quadrilaterais ou triangulares. O código é não-estacionário, e possui um algoritmo de relaxação da esteira livre no tempo, e dispõe de um método integral para cálculo de camada-limite e forças viscosas sobre a superfície dos painéis. O código também utiliza o recurso de processamento paralelo para acelerar a montagem das matrizes de coeficientes de influência e os cálculos de relaxação da esteira. Dois estudos de caso são feitos, simulando experimentos com rotores através dos dois métodos supracitados, e os resultados são comparados com dados experimentais encontrados na literatura. Dois outros estudos de caso são realizados para explorar a capacidade do método de painéis em modelar interferência entre o rotor e outras superfícies e condições de operação impossíveis de simular pela teoria clássica. Os resultados são analisados detalhadamente, e as vantagens e limitações de cada formulação são destacadas.

O propósito desta tese é estudar um método numérico indireto para a solução de problemas de otimização de trajetórias espaciais em campo gravitacional central Newtoniano. Neste método, a resolução do problema de valor de contorno em dois pontos é baseada no conceito de variação segunda, motivo pelo qual ele é denominado de método da variação segunda.Inicialmente, este trabalho apresenta alguns fundamentos e resultados matemáticos da Teoria de Controle Ótimo. Estes conceitos são então utilizados no desenvolvimento matemático e formulação do método da variação segunda, incluindo sua extensão para problemas com vínculos nas variáveis de controle e a descrição do algoritmo final. Este algoritmo é então aplicado a problemas de transferências espaciais ótimas entre órbitas circulares coplanares próximas, considerando dois modelos clássicos de sistemas propulsivos: sistemas a velocidade de ejeção constante (VEC) e empuxo limitado; e sistemas com velocidade de ejeção modulável e potência limitada (PL). De modo geral, os resultados obtidos para os problemas são muito bons. Para o sistema PL, há grande concordância deles com resultados analíticos, provenientes de uma teoria linear, e numéricos, obtidos através de outros métodos. Para o sistema VEC, os resultados estão em acordo com a teoria de transferências orbitais ótimas e verifica-se que as duas formulações utilizadas, linearizada e não-linearizada, fornecem resultados bastante próximos, para problemas de transferência entre órbitas próximas.

Since the beginning of commercial operation twin-engine airplanes are limited to flying in a distance equivalent to 60 minutes, with one inoperative engine, from an airport. This limitation restricted for years the twin-engine operation on very important route such as the North Atlantic route, between United States and Europe. Based on requests from operator and aircraft manufactures during the 1980s the American aviation authority - FAA - issued an extension allowing the operation beyond the 60-minute rule. This extension was called ETOPS. With this extension the commercial operator of a twin-engine airplane should fly distances higher than the old one correspondent to 60 minutes distance, with one inoperative engine. Following FAA decision, several aviation authorities issued an extension for the 60-minute rule and ETOPS operation has been working as an extension of a regulation for more than 20 years. Because of this particularity, in 2000, FAA created a workgroup to discuss ETOPS operation and include its requirements within the official regulation (14 CFR), including the parts for product certification and operation, allowing that the airplane should be optionally certified for ETOPS operation, and its operation depending only on the operator certification. This dissertation details the FAA ETOPS rule and, at the end, demonstrate the EMBRAER airplane ERJ 190-100 capability for its operation.

Dentre os sistemas que compõem uma aeronave não tripulada está o sistema de propulsão, conjunto formado pelo motor e a hélice. O ITA recentemente adquiriu motores a pistão de dois tempos com o objetivo de equipar o sistema de propulsão de um projeto de desenvolvimento de uma aeronave não tripulada e tendo a necessidade de levantamento de dados do sistema de propulsão, curva de torque, de tração e consumo específico de combustível, neste trabalho foi desenvolvido um banco de ensaio para executar ensaios estáticos e dinâmicos neste motor. Por razões de tempo e disponibilidades do túnel de vento, foi executado somente o teste estático do motor num sistema de propulsão. Pode-se comparar com os dados do fabricante com o sistema de propulsão desenvolvido, e ensaiado para um conjunto de quatro hélices, foi verificado que os dados reais, de potência e rotação máxima, estão abaixo dos dados fornecidos pelo fabricante.

O sistema de injeção de um motor foguete a propelente líquido (MFPL) é considerado uma das partes mais importantes para o perfeito funcionamento do motor. Seus parâmetros fluidos mecânicos influenciam diretamente no comportamento térmico da câmara, por conseqüência na eficiência de combustão, refrigeração do motor e também na estabilidade dinâmica de todo o motor. Esta dissertação propõe uma metodologia de cálculo para dimensionamento de injetores centrífugos líquido-líquido para motor foguete a propelente líquido, validada através da obtenção da geometria de um injetor já conhecido, o injetor do motor russo RD-109. Este trabalho também estuda aspectos experimentais de influência dos canais tangenciais de admissão de fluido no ângulo de cone, distribuição da vazão mássica e razão de mistura, que são os principais parâmetros de desempenho do injetor. O conhecimento prévio desses parâmetros é útil antes da montagem dos injetores no cabeçote, pois conhecendo seu comportamento é possível distribuí-los de maneira a melhorar a resposta dinâmica do sistema e a eficiência de combustão, otimizando os custos de ajustes do motor na fase de testes a quente.