Este trabalho descreve um modelo matemático, baseado na técnica de parâmetros concentrados, para resolver as equações básicas da continuidade, da energia e da quantidade de movimento, e sua aplicação no circuito aerodinâmico de um túnel de vento transônico, movido por um compressor principal e com eventual uso adicional de injeção, em regime transiente. As variáveis do sistema de equações são a densidade, a energia interna e o fluxo de massa. O modelo é construído de maneira que permite implementar os principais sistemas de controle da pressão de estagnação, temperatura de estagnação e número de Mach relativos às condições na seção de testes e o sistema de injeção. Esses sistemas são discretizados a partir do método de diferenças finitas para acoplamento com o modelo aplicado ao circuito aerodinâmico do túnel. O modelo é utilizado na investigação dos fenômenos transientes, como comportamento do túnel às solicitações dos controles e sua estabilidade de operação. O modelo foi testado para o túnel AWT (Altitud Wind Tunnel da NASA, Lewis), com o objetivo de validação do modelo desenvolvido no presente trabalho. Finalmente, foi feita análise do túnel transônico do CTA (TTCTA) com seus principais sistemas de controle implementados, inclusive o uso da injeção.

Neste trabalho é desenvolvido um método numérico, adequado para cálculos em tempo real, para simular escoamento e para calcular as correções de parede em túneis aerodinâmicos de seção de ensaio fechada. O escoamento é suposto bi-dimensional e incompessível. Ocálcilo é feito a partir de medidas da "assinatura de pressão" nas paredes do túnel aerodinâmico. A localização das tomadas de pressão nas paredes do túnel aerodinãmico pode ser escolhida para se adaptar às condições experimentais. Fornece-se também fórmulas para fazer correções devidas à compressibilidade.

Estágio realizado na Bosch Termotecnologia, S. A. e orientado pelo Eng.º João Capela / Tese de mestrado integrado. Engenharia Mecânica. Faculdade de Engenharia. Universidade do Porto. 2008

Este estudo apresenta uma análise sobre o estudo de calibração da balança aerodinâmica do Túnel Aerodinâmico número 2, pertencente à Divisão de Aerodinâmica do Instituto de Aeronáutica e Espaço, IAE/ALA/TA-2. Trata-se de uma balança externa com seis componentes que permite instalação de diferentes conjuntos de transdutores de força, de acordo com os requisitos do ensaio. Balanças multi-componentes são utilizadas em túneis de vento para medição de esforços aerodinâmicos dos modelos ensaiados. A balança é calibrada anteriormente a uma campanha de ensaios e como resultado é fornecida uma matriz de calibração. O processo de calibração consiste na aplicação de cargas conhecidas na balança e na leitura dos sinais fornecidos por transdutores de força instalados na base da balança. As cargas são aplicadas no local onde o modelo a ser ensaiado será fixado. A modelagem matemática da calibração é multicomponente e relaciona as grandezas de saída (os mensurandos), que são forças e momentos aerodinâmicos, às grandezas de entrada, que são as leituras dos transdutores. Ajuste de curva utilizando o método de mínimos quadrados é aplicado aos dados experimentais considerando a modelagem matemática adotada. Diferentes valores de incerteza foram atribuídos aos mensurandos: incerteza igual a 1, desvio padrão do ajuste, desvio padrão experimental e desvio padrão da média. A redução de dados fornece, além da matriz de calibração, a incerteza dos valores estimados e a qualidade do ajuste de curva. A avaliação de incerteza segue a padronização internacional adotada pelos países da Convenção do Metro, da qual o Brasil é um Estado-Membro. Um conjunto de dados de um histórico com oito calibrações da balança provenientes de diferentes campanhas realizadas entre 2005 e 2010 foi selecionado para ser estatisticamente analisado. O objetivo específico desta análise é caracterizar o comportamento metrológico da balança no tempo. O modelo matemático adotado para representar o comportamento da balança foi a média ponderada. Para comparar os dados experimentais originados nas oito diferentes calibrações, foi utilizada uma versão adimensionalizada da matriz de calibração. A adimensionalização da balança é obtida a partir da conversão dos valores dos sinais elétricos dos transdutores em valores de força utilizando informações declaradas nos certificados de calibração dos transdutores. Um código computacional foi elaborado para tornar possível o armazenamento sistematizado de dados de calibração e a redução de dados. Com a inclusão de informação de novas calibrações na base de dados, espera-se que no futuro seja obtida a deriva do instrumento no tempo. Como resultado, são apresentados os parâmetros e incertezas associadas que representam o comportamento da balança no tempo e verificou-se que o desvio padrão experimental resultou em melhor qualidade de ajuste.

Desenvolvem-se no Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica, Prof. Henry T. Nagamatsu, do Instituto de Estudos Avançados (IEAv) experimentos que envolvem a aplicação do conceito de compressão supersônica aplicável à máquinas de fluxo. Esta máquina, denominada compressor supersônico, é formada por um disco rotor envolvido por um invólucro fixo que gira em velocidades supersônicas relativas ao fluido de trabalho e possui em suas extremidades rampas de compressão que funcionam como difusores. O processo de compressão assemelha-se ao conhecido em um estato-reator. Sua configuração simples e rendimento elevado são características marcantes que fazem com que esta seja uma tecnologia de compressão mais eficiente do que as existentes atualmente. Para verificar a possibilidade de utilização desta nova tecnologia, este trabalho faz uma investigação experimental a respeito do campo de pressão que envolve um modelo de teste semelhante à rampa de compressão do compressor supersônico. Um túnel de choque hipersônico é a principal ferramenta laboratorial utilizada para a análise deste trabalho.

Uma teoria aeroacústica é estudada e aplicada em aerodinâmica. O objetivo é experimentá-la na determinação do efeito de proximidade de paredes de túneis de vento na distribuição de pressão sobre modelos ensaiados. O método consiste em resolver as equações de conservação da massa e da qualidade de movimento para escoamento incompressível reescritas com o uso da técnica de funções generalizadas. Estas equações são combinadas e assumem a forma da versão incompressível da equação de Ffowes Williams & Hawkings. Os termos componentes desta equação básica da teoria aeroacústica são estudados, e a equação diferencial é transformada numa forma integral com o uso da técnica da função de Green. Os integrandos resultantes são simplificados dentro do contexto de escoamento invíscido, bidimensional, regime permanente, pequenas perturbações e condições não-sustentadoras. São usadas Técnicas de integração eficientes para interpretar e calcular as integrais singulares resultantes. Os resultados obtidos indicam que a abordagem aeroacústica apresenta-se como uma opção eficiente para cálculo do campo de pressões de um escoamento interno simples. A aplicação deste método a problemas mais complexos deverá incluir termos de campo desprezados nesta pesquisa.

Este trabalho visa desenvolver através da utilização das técnicas de identificação e controle, um sistema de controle automático da pressão dinâmica do escoamento do túnel aerodinâmico n. 3, do Instituto de Aeronáutica e Espaço, onde são realizados ensaios de calibração de anemômetros. O objetivo principal é a minimização do tempo de realização da calibração através da diminuição do tempo de ajuste da velocidade de um motor. A proposta é identificar o modelo do túnel considerando-o uma caixa preta, e utilizar um controlador PI para atingir a pressão dinâmica desejada para o ensaio de calibração sem que ocorra sobrecarga de corrente. O sinal de erro entre a referência e o sinal proveniente de um transdutor de pressão dinâmica é considerado o sinal de entrada do controlador PI. O sinal de saída é o comando do conversor estático de tensão que alimenta o motor. Todos os procedimentos para a determinação experimental dos parâmetros do controlador PI foram simulados previamente através do Matlab. O controlador PI foi implementado em software Catman 3.1 para utilização com sistema de aquisição de dados Mgcplus, e os sinais simulados foram comparados aos sinais reais. Os resultados obtidos com este trabalho foram considerados satisfatórios, e o controle PI está em utilização no laboratório do Túnel Aerodinâmico n. 3, minimizando de forma significativa o tempo de realização dos ensaios. A repetitividade do ensaio foi uma outra melhoria alcançada, prevista com a introdução dessa inovação tecnológica.

Injetores supersônicos são instalados em túneis de vento transônicos com a finalidade de estender o envelope operacional baseado no número de Reynolds, sem demandar maior potência do compressor principal. O objetivo deste trabalho é estudar numericamente o processo de injeção do Túnel Transônico Piloto do CTA. A câmara de injeção contém cinco bicos injetores localizados no piso e cinco no teto do túnel, os quais operam com número de Mach 1,9, fornecendo quantidade de movimento adicional à corrente principal do circuito do túnel. Tal câmara na verdade é a própria seção de transição do túnel, a qual, por sua vez, localiza-se imediatamente antes do difusor. Devido à grande diferença entre as dimensões dos injetores e da seção transversal do túnel, onde os mesmos encontram-se montados, o tratamento tem que ser necessariamente tridimensional. Para tanto foi desenvolvido um código numérico baseado nas equações de Navier-Stokes com média de Reynolds, seguindo-se o princípio do algoritmo diagonal em diferenças finitas, e efeitos de turbulência foram previstos por meio do esquema de Spalart e Allmaras. Várias hipóteses simplificadoras foram introduzidas para tornar o problema factível e a integração numérica é realizada dividindo o domínio de cálculo em sub-regiões. Mesmo assim, devido ao grande número de pontos, foi aplicada uma técnica de malhas seqüenciais para economizar o tempo computacional. O escoamento na região de mistura foi simulado com sucesso e os resultados foram todos consistentes. Com os valores dos parâmetros conhecidos em todo o domínio computacional, foram calculados o coeficiente de perda de carga, o ganho e a eficiência do processo de injeção - parâmetros estes de grande importância na engenharia de túneis de vento. Entre diversos aspectos físicos muito interessantes, destaca-se a formação de domos de choque e expansão ao longo da direção longitudinal no processo de mistura.

No ano de 2003 foi instalado no Laboratório de Engenharia Aeronáutica Prof. Feng do Instituto Tecnológico de Aeronáutica - ITA um túnel de vento de circuito aberto, neste túnel existe uma peculiaridade, parte dele (bocal de entrada), está localizado no interior do prédio do laboratório. De tal forma que, antes do fluxo de ar ser admitido pelo bocal de entrada do túnel de vento, ele escoa pela porta do laboratório, interagindo com as paredes laterais e teto do prédio. Desta interação ocorre a formação de grandes estruturas vorticais, que são admitidas pelo túnel, resultando valores de nível de turbulência mais elevados que a expectativa inicial na seção de testes do mesmo. Com o intuito de realizar uma avaliação das conseqüências do escoamento mencionado anteriormente, foram realizadas medidas de nível de turbulência e velocidade média na região do bocal de entrada do túnel de vento, além da região interna da câmara de tranquilização (início do circuito aerodinâmico). Para reduzir o nível de turbulência na seção de testes do túnel de vento foi criado um modelo em escala 1:10 em acrílico do conjunto laboratório-túnel de vento, onde estudou-se alternativas para melhoria da qualidade do escoamento na seção de testes do túnel de vento em questão. Velocidade média e nível de turbulência também foram medidos neste modelo. Tanto para as medidas no túnel de vento quanto para as medidas no modelo em escala foi utilizada anemometria de fio quente com auxílio de um sistema de aquisição de dados. Várias configurações foram testadas no modelo em escala, com diferentes inserções de dispositivos que pudessem melhorar a qualidade do fluxo do escoamento nesta região, entre eles pode-se citar: coletores laterais e superior na porta do laboratório, inserção de divisórias de acrílico no interior do laboratório e inserção de tela. Foi desenvolvida toda uma metodologia experimental para as medidas de nível de turbulência e velocidade média no modelo em escala, especialmente devido às dificuldades para obtenção de resultados confiáveis para um regime de escoamento com baixas velocidades, situação que ocorre no modelo em escala.

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.