Este trabalho simula numericamente o sistema de supressão de fogo em compartimento de carga de aeronaves; utilizando o halon 1301 (CBrF3) como agente extintor. Usando uma formulação simples baseada no método de parâmetros concentrados, obtém-se um modelo matemático para a evolução temporal das concentrações volumétricas de ar e halon. A seguir, esse sistema resultante de equações diferenciais ordinárias é implementado no Mathcad (programa que permite o processamento simbólico e possui uma interface gráfica de fácil manipulação) e a solução é obtida utilizando-se um esquema de Runge-Kutta de 4 ordem. O modelo é utilizado para verificar a influência que a variação de parâmetros como altitude, temperatura, volume, área de vazamento e taxa de infiltração de ar, exerce no desempenho do sistema. Os resultados obtidos mostram boa concordância com os resultados experimentais e satisfazem os requisitos de certificação do sistema de supressão de fogo. Em uma segunda análise a variação espacial e temporal da concentração volumétrica do agente extintor é simulada utilizando um programa de CFD. São obtidos resultados para a difusão e convecção de massa do agente extintor no interior do compartimento de carga e os valores médios de concentração do halon são comparados com os dados de ensaio e mostraram boa concordância. Conclui-se então, que os modelos utilizados podem ser ferramentas importantes nas análises preliminares de projetos, adaptação e modificação de sistemas supressores de compartimento de carga de aeronaves.

As bombas ejetoras são dispositivos apropriados para aspirar e bombear um fluido que pode ser líquido, gás ou vapor ou uma mistura bifásica. Tais dispositivos são caracterizados pela troca da energia cinética de uma corrente de fluido primária com a uma corrente de fluido secundária em uma câmara de mistura. Devido à simplicidade na estrutura, na ausência de partes móveis e na conveniência da manutenção, bombas ejetoras têm sido usadas extensivamente em muitos campos da Engenharia para várias finalidades. Bombas ejetoras são usadas principalmente em atividades como: bombeamento ou sucção de fluidos, dragas, bombeamento de produtos químicos, transporte de partículas sólidas grandes ou até mesmos produtos alimentícios. Uma bomba ejetora é geometricamente simples consistindo de 4 componentes principais: um bocal, câmara de sucção, garganta misturadora e difusor. Nesta dissertação, a ferramenta de Dinâmica dos Fluidos Computacional (DFC) foi utilizada para calcular o escoamento tridimensional no interior de uma bomba ejetora com dados geométricos e de desempenho disponíveis na literatura com o objetivo principal de avaliar a qualidade dos resultados obtidos. Para tanto as equações de conservação da massa, 2 Lei de Newton, conservação de energia e para o modelo de turbulência k- foram resolvidas utilizando o método de volumes finitos com um algoritmo segregado para o acoplamento dos campos de velocidade e pressão. Para obtenção da solução foi utilizado o código comercial Fluent versão 6.3.17. Os resultados numéricos obtidos para eficiência da bomba ejetora foram comparados com resultados experimentais e com os de uma formulação unidimensional onde os coeficientes de perda por atrito foram medidos experimentalmente nas seções da bomba ejetora ensaiada experimentalmente e simulada numericamente. Os resultados apresentaram boa concordância em toda a faixa disponível de resultados experimentais. A ferramenta de CFD também permitiu analisar os campos de velocidade e a distribuição de pressão nos componentes da bomba ejetora (bocal, garganta misturadora e difusor).

The present work describes the efforts towards the implementation of upwind schemes to simulate supersonic and hypersonic cold gás flows. The class of flux vector splitting schemes has been chosen, and the particular methods implemented are the van Leer and Liou schemes. Results for different freestream Mach numbers and mesh topologies are discussed in order to assess the comparative performance of the various spatial discretization schemes. The flow is modeled by 3-D Euler equations through the use of a cell centered, face-based data structure finite voluma method applied in an unstructured grid context. Time integration of the system of equations is performed using an explicit, 5-stage, Runge-Kutta scheme. Mesh refinement routines are available in the original code and they are able to handle tetrahedra, hexahedra, triangular-base prisms and square-base pyramids. The full multigrid procedure is also available in the base code to accelerate the convergence to steady state. In the present work, the author has studied possible forms of integrating the multigrid and the mesh refinement procedures, which were both originally available in the base code. The results obtained provide evaluation and comparison of the present methods with regard to oblique shock wave capturing, as well as the behavior of property values such as pressure, density and Mach number contours. Finally, the work presents a discussion on the relative characteristics of each method.

The objective of the present research work consists in studying complex aerodynamic flows about typical aerospace configuration, in which turbulence effects play a fundamental role. Such study is performed with an available computational tool that is being developed at CTA/IAE. This is a finite-volume code for unstructured 3-D meshes that solves the compressible Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. Turbulence effects are added to this numerical tool through turbulence models. Similar work had already been initiated by the author in his master thesis at ITA with less advanced model in that context. Turbulence effects are critical for complex aerospace configurations, such as supercritical or high-lift aerofoils, or space vehicles at atmospheric transonic or supersonic flight, and less advanced turbulence models fail to adequately describe such flows. The investment in more complex turbulence models, such as {em nonlinear} eddy viscosity and Reynolds-stress transport closures, is of fundamental importance to better capture such flows, which are very important in the context of the developments within the aerospace area at CTA/IAE and Embraer. Furthermore, in order to allow for a robust and efficient numerical framework, effort is also driven towards convergence acceleration techniques such as multigrid and variable time stepping procedures, as well as convective flux computation schemes suitable for boundary layer and shocked flows. These flux schemes must be robust and accurate even for highly stretched meshes that support these flow phenomena at reasonable computational costs. The validation of these new implementations, for the applications of interest, is performed by comparison of numerical results with experimental or theoretical data for several flow cases. Flows involving laminar boundary layers and shock waves are used to assess the quality of the convective flux computation schemes. Traditional turbulent-flow validation cases, such as the turbulent boundary layers over a flat plate or within a parallel-wall channel, are considered to address the level of physical representativeness of the chosen models. Finally, typical aerospace flows are evaluated with the best numerical settings resulting from the previously mentioned efforts. Such cases involve transonic and high-lift aerofoils, and transonic and supersonic flows about a space vehicle. In general, good agreement of numerical results with the reference data is obtained.

O escopo deste trabalho ée avaliar o efeito da cablagem na modelagem da distribuição de temperatura em equipamentos eletrônicos em racks de aeronaves através do uso de CFD (Computacional Fluid Dynamic). Para alcançar este objetivo, o estudo se concentra na simulação de quatro casos. Os casos padrão e sem ventilação que não consideram o efeito da cablagem. Os casos de velocidade constante e de pressão constante na entrada empregam o efeito do meio poroso. A cablagem ée modelada como um meio poroso, ou seja, um termo fonte ée adicionado nas equações da continuidade, de quantidade de movimento e de energia. O modelo de turbulência escolhido para a simulação ée o k- padrão por ser utilizado freqüentemente em escoamentos turbulentos semelhantes ao caso em estudo, além de reduzir esforços computacionais se comparado ao modelo das tensões de Reynolds ou o LES (Large Eddy Simulation). Uma malha de 93503 elementos ée gerada para a simulação. A partir das temperaturas experimentais, os fluxos de calor de cada equipamento são calculados e empregados como parâmetros de entrada para cada caso. O caso padrão e sem cablagem mostra o escoamento e a distribuição de temperaturas preliminares. O caso sem ventilação e sem cablagem, isto é, em uma condição sem entrada de ar condicionado indica que o efeito da convecção natural ée importante na distribuição de temperatura dos equipamentos. Dentro do caso de velocidade constante, o efeito do meio poroso ée verificado através do cálculo de diversos termos fonte, sendo que o aumento da pressão não afeta a distribuição de temperatura no interior do rack. No último caso, ou seja, de pressão constante com cablagem, diversos termos fontes são empregados e verifica-se que o aumento de velocidade na entrada modifica a distribuição de temperatura nos componentes. A existência de uma velocidade ótima foi notada, ou seja, um acréscimo na velocidade do escoamento na entrada do rack não altera mais a distribuição de temperatura dos equipamentos eletrônicos.

Simulações numéricas foram realizadas utilizando-se um código computacional desenvolvido para resolver o sistema de equações de Navier-Stokes com média de Reynolds que modela o escoamento compressível turbulento em torno de um aerofólio NACA 0012. Foram utilizadas malhas estruturadas tipo O geradas algebricamente e diversos refinamentos puderam ser feitos. O método de volumes finitos foi empregado para discretizar o sistema de equações diferenciais parciais e os esquemas explícitos de MacCormack e Jameson foram implementados. Termos de viscosidade artificial foram adicionados explicitamente através de um modelo não-linear. O modelo de turbulência de uma equação de Spalart e Allmaras foi implementado para resolver o problema de fechamento da turbulência. Inicialmente, a formulação de Euler foi usada e resultados para a distribuição de pressão e coeficientes aerodinâmicos foram obtidos para quatro casos de escoamentos transônicos não-viscosos sobre o aerofólio. As soluções foram comparadas com os resultados de outros métodos numéricos disponíveis na literatura. Em seguida, um dos casos foi utilizado para avaliar a influência dos parâmetros numéricos como a viscosidade artificial e o refinamento da malha. Outro caso foi utilizado para comparar os esquemas explícitos de MacCormack e Jameson. Por último, o modelo de turbulência de uma equação de Spalart e Allmaras foi utilizado para a formulação de Navier-Stokes e as soluções foram comparadas com os dados experimentais de Harris e outros resultados numéricos obtidos com o modelo de turbulência algébrico de Baldwin e Lomax.

Os sistemas de proteção contra gelo são comumente utilizados na aviação. O piccolo tubo, que é um dispositivo com vários furos por onde passam os jatos de ar quente que aquecem as superfícies a serem protegidas, é o mais utilizado. Dependendo do processo de manufatura, os furos podem variar desde um formato cilíndrico até um formato cônico. O objetivo deste trabalho foi analisar a influência da conicidade destes furos na transferência de calor com o lábio da entrada de ar. Os resultados mostraram que o impacto é mínimo. Para tal análise, foram utilizados tanto programas de geração de malha (ICEM), quanto de mecânica de fluidos computacional - (FLUENT). O modelo térmico foi validado com a vasta literatura disponível, que inclui tanto dados experimentais, quanto simulações que também utilizaram mecânica dos fluidos computacional.

In this current work it is presented the two-dimensional axisymmetrical air flow simulations under laminar regime in a conical diffuser using Computer Fluid Dynamics (CFD). The use of diffusers in laminar flow can be seen in micro-pumps applications, especially for micro-electronics cooling. The objective is to analyze the static pressure recovery coefficient (Cp) for Reynolds 64, varying the diffuser expansion angle and the diffuser exit/entrance area ratio (A2/A1 = 1.5 and 2.0) for the cases with and without tail pipe. The diffuser geometric configurations and the Cp formulation are based in the current ESDU 73024 (Engineering Sciences Data Unit) publication. The partial differential equations system (Continuity and Navier-Stoke) was solved using a computer program based in the numerical Finite Element method. For diffusers without tail pipe (A2/A1 = 1.5 and 2.0), the Cp values under turbulent flow are higher than Cp values under laminar flow for the same expansion angles. For diffuser with tail pipe (A2/A1 = 1.5 and 2.0), the Cp values under turbulent flow are higher than Cp values under laminar flow up to 18 diffuser expansion angle. Above 18, the Cp for turbulent and laminar flow follow a similar trend. For diffuser (A2/A1 = 1.5 and 2.0) under turbulent flow with and without tail pipe, the Cp results were similar up to 10 diffuser expansion angle. Above 10, the diffusers with tail pipe presented Cp results higher than diffusers without tail pipe. The same occurs for diffuser (A2/A1 = 1.5 and 2.0) under laminar flow with and without tail pipe. Therefore, the finite element method showed a good agreement to solve this kind of problem and the results are important once static pressure recovery coefficient data for laminar flow is scarce in the literature.

O presente trabalho se insere no desenvolvimento de códigos de simulação em CFD utilizados pelo Instituto de Aeronáutica e Espaço (DCTA/IAE) e pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (DCTA/ITA) para o cálculo do desempenho aerodinâmico de configurações aeroespaciais diversas. O trabalho enfoca configurações aeronáuticas em condições de alta sustentação e, usualmente, com dispositivos hiper-sustentadores estendidos. A análise do escoamento nestas condições de altos valores de sustentação é muito complexa devido à não linearidade do escoamento e à iminência da separação do mesmo. Para tanto, será utilizado um código computacional em desenvolvimento no Laboratório de Aerodinâmica Computacional do DCTA/IAE/ALA, que utiliza uma formulação de Navier-Stokes com média de Reynolds juntamente com fechamentos de turbulência apropriados. O trabalho também utiliza códigos comerciais de uso corrente na comunidade aeroespacial. É parte integrante do trabalho contribuir para a validação e calibração do código em desenvolvimento para as aplicações de interesse, assim como para a avaliação dos códigos comerciais nestas mesmas aplicações. Tal esforço inclui a análise de modelos de turbulência mais adequados e estudos detalhados de refinamento e topologia de malhas, bem como permitir recomendações quanto aos requisitos para tratar tais problemas em um ambiente industrial. Os estudos consideram configurações bidimensionais de aerofólios com dispositivos hiper-sustentadores. Além disso, foi implementado um método de pré-condicionamento, que é construído a partir de modificações sobre os esquemas compressíveis usuais. Desta forma, obtém-se métodos numéricos mais robustos para o tratamento dos escoamentos encontrados nas faixas de velocidade relevantes para a análise de dispositivos hiper-sustentadores. Com base em uma análise preliminar e resultados obtidos com o código computacional em uma geometria simplificada, constatou-se que as malhas computacionais necessárias para discretizar uma geometria realística de interesse, como, por exemplo, uma configuração 3-D asa-fuselagem, seria da ordem de alguns milhões de volumes. Portanto, foi necessária a paralelização do código computacional para que o mesmo pudesse ser compilado e executado em máquinas com diversos processadores ou em várias máquinas distintas. Este trabalho de paralelização constituiu-se em uma contribuição adicional do presente esforço.

Simulações são realizadas utilizando a dinâmica de fluidos computacional (DFC) para prever o desempenho e características de escoamento em uma bomba ejetora anular. A simulação numérica do escoamento no interior da bomba ejetora anular é realizada utilizando o código FLUENT 6.3.26. No presente estudo, o método de volumes finitos é utilizado para resolver um escoamento tridimensional, em regime permanente e incompressível modelado pelas seguintes equações matemáticas: continuidade, momentum e modelo de turbulência . Uma boa concordância foi obtida na comparação entre os resultados numéricos e experimentais disponíveis. Então, os resultados numéricos são utilizados para analisar as seguintes dependências: razão de altura manométrica versus razão de vazão volumétrica e a eficiência global versus razão de vazão volumétrica. Os perfis de velocidade e pressão estática também são usados para estudar o processo de mistura entre as duas correntes na câmara de mistura da bomba ejetora. A boa concordância com os resultados experimentais e a compreensão do escoamento de água obtidos nesta análise numérica mostram que uma abordagem adequada do DFC pode ser utilizada para melhorar o desempenho da bomba ejetora.