Este trabalho apresenta uma simulação numérica da propagação de fumaça no interior do compartimento de carga dianteiro de uma aeronave Boeing 707 (B707) utilizando a técnica de CFD. As equações de conservação da Energia, da Massa, da Quantidade de Movimento e Concentração de Espécies (fuligem, CO e CO2) são resolvidas numericamente considerando as espécies como Escalares Passivos. A turbulência é tratada com base na hipótese de viscosidade turbulenta empregando-se o modelo k - e. Realizável. Para validar o procedimento do modelo proposto, são comparados os resultados numéricos utilizando o código Fluent e os experimentais fornecidos pelo FAA e também os resultados de simulação em CFD obtidos a partir de um código desenvolvido em parceria entre o FAA e a empresa Sandia National Laboratories. Um estudo de refinamento de malha é também apresentado com o intuito de garantir uma solução de compromisso entre qualidade dos resultados numéricos e o tempo computacional gasto. O modelo aqui apresentado tem potencial para ser utilizado no processo de certificação de aeronaves, diminuindo o número de ensaios típicos de fumaça exigidos pelos órgãos certificadores.

Este trabalho é parte importante de esforços contínuos que vêm sendo empreendidos pelo ITA e pelo IAE em desenvolver uma ferramenta numérica capaz de simular escoamentos hipersônicos em condição de não equilíbrio termodinâmico e químico. O interesse, além de desenvolver e adquirir conhecimento sobre códigos numéricos abrangentes, é auxiliar o projeto aerotermodinâmico do SARA (Satélite de Reentrada Atmosférica). O trabalho, contudo, não está endereçado especificamente a configurações de reentrada. Validações do código numérico já haviam sido realizadas com sucesso em simulações de escoamentos hipersônicos sobre diedros e mistura reativa formada por hidrogênio e ar. Entretanto, dificuldades foram observadas na simulação de um escoamento em regime permanente sobre um corpo rombudo e mistura reativa formada também por hidrogênio e ar em proporção estequiométrica. A onda de detonação é induzida pela onda de choque e, na solução experimental, está visualmente destacada da onda de choque. Na solução numérica, não foi possível observar esse destacamento. A dinâmica dos fluidos foi modelada pelas equações de Euler e a velocidade de reação química pela lei de Arrhenius. O algoritmo de discretização espacial empregado foi o método de segunda ordem de precisão proposto por Liou, conhecido como AUSM+, implementado em um contexto de volumes finitos e malhas não estruturadas. A evolução temporal é realizada separadamente para a parte da dinâmica dos fluidos e para a parte química. O método de discretização temporal da dinâmica dos fluidos utilizado foi o esquema de segunda ordem de precisão de Runge-Kutta, com cinco estágios no tempo. Para a integração da parte química, utilizou-se o código numérico VODE. O cálculo das velocidades de reação química é feito pelo código CHEMKIN-II. Duas metodologias para o acoplamento da parte química com a dinâmica dos fluidos foram empregadas. Na primeira, o acoplamento é feito pelo processo de separação do passo de tempo de Strang. A segunda é um método híbrido lagrangeano/euleriano proposto no presente trabalho, no qual o acoplamento é realizado através do uso de partículas lagrangeanas. A mistura reativa é formada por H2 e ar. O mecanismo de cinética química selecionado foi o de Balakrishnan e Williams. O presente trabalho analisa essas dificuldades, faz uma proposta de solução e substancia, implementa e apresenta a validação dessa proposta. O método híbrido lagrangeano/euleriano proposto no presente trabalho difere da formulação teórica usual no que se refere ao acoplamento da química nas equações da dinâmica dos fluidos. Com essa nova formulação, a parte referente à dinâmica dos fluidos continua considerando as propriedades médias centradas nos volumes, ao passo que o cálculo da parte química deixa de considerar valores médios das frações mássicas. Também é demonstrado neste trabalho que malhas estruturadas de quadriláteros são preferíveis a malhas não estruturadas.

O controle de temperatura de equipamentos eletrônicos tem sido objeto de vários trabalhos, e graças ao desenvolvimento tecnológico algumas ferramentas surgiram, possibilitando detalhados estudos em diversas áreas da engenharia. CFD (Computational Fluid Dynamics) é uma ferramenta de grande importância e cada vez mais utilizada quando se deseja estudar a dinâmica dos fluidos e a transferência de calor. O presente trabalho mostra o uso da ferramenta CFD para o estudo do resfriamento do compartimento de uma aeronave, composto de 11 equipamentos eletrônicos que dissipam calor com diferentes potências e 3 exaustores. São apresentadas também as simulações que foram feitas de modo a estudar o impacto da inversão dos sentidos dos exaustores, localizados na parede lateral do compartimento, que passaram a funcionar como ventiladores. Os resultados obtidos para os campos de escoamento de ar e temperatura mostraram quais configurações fornecem menores valores de temperatura média no "rack" de componentes eletrônicos e não comprometem a temperatura operacional desses equipamentos. Esses resultados também forneceram subsídios para verificar a ocorrência de correntes de ar "parasitas", refluxo no escoamento de ar e posicionamento mais adequado para uma melhor distribuição do ar no interior do "rack". Deste modo, a ferramenta se mostrou adequada para o que foi proposto no estudo.

O presente trabalho consiste na simulação numérica de mecânica dos fluidos do escoamento presente na cabine de passageiros e galleys de uma aeronave de passageiros típica. Para a simulação numérica foi utilizado o software CATIA para a construção da geometria da cabine de passageiros e galleys, o ICEMCFD para a geração da malha não igualmente espaçada e o FLUENT para a solução da simulação numérica e visualização dos resultados. Na malha numérica incluiu-se a geometria dos assentos e passageiros, bem como os bagageiros e móveis das galleys dianteira e traseira. Incluiu-se uma superfície de simetria ao longo da geometria como hipótese simplificadora. A malha é do tipo não-estruturada com 3.700.000 elementos tetraédricos com maior refino em pontos onde se suspeita que haja maiores gradientes das propriedades envolvidas. Quanto às formulações matemática e numérica, as equações da conservação da massa, quantidade de movimento e modelo de turbulência do tipo k-? foram incluídas. Admitiu-se como fluido o ar atmosférico a propriedades constantes e isotérmico, solução segregada, acoplamento pressão-velocidade do tipo SIMPLE, e esquemas de discretização UPWIND de primeira e segunda ordem foram considerados. A simulação apresentou convergência satisfatória. Os resultados do campo de velocidades apresentaram-se dentro das expectativas.

No presente trabalho é realizada uma análise paramétrica de perfis transônicos, baseado-se em suas expectativas de distribuições de pressão para obterem-se as características de desempenho aerodinâmico. O método aqui utilizado consistiu no uso de um perfil transônico típico, com uma dada distribuição de pressão, e perfis derivados deste primeiro, sendo que cada um destes apresenta uma diferença específica na distribuição de pressão em relação aos perfis básicos. Analisando cada um destes perfis, e comparando-os com o perfil básico, foram obtidas as características de desempenho tais como: curvas de máximo c1 utilizável em alta velocidade, evolução do arrasto com a velocidade, e evolução do momento de arfagem com a velocidade, possibilitando identificar as influências das variações da distribuição de pressão nestas características. Foram também analisadas as alterações resultantes na geometria dos perfis e alguns parâmetros específicos da camada limite, quando necessários. As análises foram realizadas com o código MSES, que é um código de CFD utilizado no projeto e análise de perfis transônicos.

No presente trabalho são apresentadas simulações bi e tridimensionais de escoamentos em canais com expansão brusca, usando dinâmica de fluidos computacional (CFD). O objetivo é analisar as zonas de recirculação formadas à jusante da expansão para escoamentos laminares. As configurações geométricas são baseadas em trabalhos experimentais com razão de expansão (ER) igual a 1,9423 e razão de aspecto (AR) igual a 36 e com ER=2 e AR=8. Resultados de escoamentos bidimensionais (assumindo hipótese de bidimensionalidade no plano central do canal) e tridimensionais com AR=36 são apresentados para valores de Reynolds abaixo de 2500. Também são apresentados resultados tridimensionais com AR=8 para números de Reynolds abaixo de 400. O conjunto de equações diferenciais parciais (continuidade e quantidade de movimento) foi resolvido usando os métodos numéricos de elementos (Petrov-Galerkin compensado) e volumes finitos (upwind de 1 e 2 ordem) com um algoritmo não permanente, obtendo soluções estáveis permanentes com t?8. Os estudos de malha de volumes finitos mostraram que o elemento quadrilateral uniforme apresenta resultados mais coerentes com os experimentais. Comparando os resultados das simulações bidimensionais e tridimensionais (AR=36) com os experimentais da literatura, os resultados bidimensionais para x1/s apresentam melhor concordância com os experimentais. No entanto, os resultados tridimensionais apresentaram melhor concordância com os resultados experimentais para as outras zonas de recirculação. Portanto, as diferenças encontradas entre os resultados experimentais e numéricos não são devidas aos efeitos tridimensionais não capturados pelo modelo numérico bidimensional. As discordâncias podem estar sendo causadas por fenômenos não relatados nos trabalhos experimentais.

With the advent of powerful computer hardware, Computational Fluid Dynamics (CFD) has been vastly used by researches and scientists to investigate flow behavior and its properties. The cost of CFD simulation is very small compared to the experimental arsenal as test facilities and wind-tunnels. In the last years many CFD commercial packages were developed and some of them possess prominence in industry and academia. However, some specific CFD calculations are particular cases and sometimes need special attention due to the complexity of the flow. In these cases, meticulous research becomes necessary. This is the case of turbomachinery flow calculations. The development of CFD codes applied to turbomachinery flow simulations and its implementation issues are not available. A few institutions have this type of knowledge. Each CFD code has its particularities. Developing a CFD code is very interest subject in academia. In this work, a computational code, written in FORTRAN, was developed to calculate internal flows in turbomachines using CFD techniques. The solver is capable of calculating the three-dimensional flows not only for turbomachines. For instance, internal and external flows of nozzles and airfoils can be calculated. The approach used allows the use of unstructured meshes of hexahedral elements. Euler, Navier-Stokes and turbulent equations can be calculated depending on the user settings. Diferent numerical schemes were implemented for time and space integration. Numerical tools to improve the stability and to increase the time-step (local time-step and implicit residual smoothing) were also implemented and all details are described in this work. The origin of this solver is to simulate flows in compressors and turbines. Therefore, both rotating and nonrotating frames of reference are calculated simultaneously. Hence, the verification and validation processes were run for both inertial and non-inertial systems. A step-by-step design procedure is presented in this work. It is very important to mention that to have a complete understanding of the flow physics in compressors and turbines the designer must have a solid knowledge of the operation of gas turbine components.

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.

O comportamento transiente do escoamento de combustível e do ar no interior de tanques de aeronaves é uma informação que é obtida tradicionalmente somente através de ensaios. Esta dissertação propõe uma metodologia para simular o comportamento do combustível no interior de tanques através de métodos computacionais. Com o estudo do comportamento do combustível para condições de reabastecimento e durante manobras é possível avaliar aspectos importantes para otimizar o projeto dos tanques em função do tipo de operação da aeronave. As ferramentas utilizadas para efetuar as simulações têm como base casos matemáticos e simulações em CFD. Esta dissertação propõe a avaliação do comportamento do combustível em um tanque para duas situações: a primeira considerando somente a ação da gravidade com o intuito de simular o movimento do combustível após uma manobra e a segunda situação considerando o processo de reabastecimento. A avaliação do comportamento do combustível tem como finalidade prover informações sobre o tempo de reabastecimento, tempo de estabilização do movimento do combustível, posicionamento da fronteira combustível-ar, dados de velocidade e pressão. Através das informações referentes ao comportamento do combustível é possível a identificação de problemas em fase prematura de projeto, redução de custos de projeto, e redução da necessidade de ensaios em bancada e em vôo.

The present work is aimed at studying the influence of viscous effects in transonic aeroelastic analyses. To achieve this goal, a two-dimensional and viscous aeroelastic computational solver, for CAE analysis, is developed, which uses unstructured computational meshes and which is able to capture the main aeroelastic phenomena relevant in the transonic regime of flight. The aeroelastic system considered to test the present methodology is the classical typical section model. The system has two structural degrees of freedom. These are pitching and plunging, or heaving. The structural degrees of freedom can be treated within solver in a coupled manner or separately, in a loosely coupled fashion. The typical section model is an approximation to the treatment of a full wing, in which the airfoil at 75% of the semi-span is analyzed. The structural response is obtained by solving a set of a second order ordinary differential equations in time, with aerodynamic forcing. The coupling of the structural degrees of freedom occurs primarily through the aerodynamic forcing terms. The unsteady aerodynamic problem is treated through the numerical solution of the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. These equations are solved using a finite volume method for unstructured computational grids, which uses a second-order centered spatial discretization and a second order time marching scheme. Turbulence closure is achieved through the Spalart-Allmaras one-equation eddy viscosity turbulence model. A reduction of the computational time for the unsteady aerodynamic simulations is obtained through the implmentation of a few convergence acceleration methods, which include the use of a constant CFL number, implicit residual smoothing and unsteady multigrid methods. The aeroelastic problem is solved through the coupling of the aerodynamic and structural formulations. In the present case, the structural equations are cast in a modal formulation and the unsteady aerodynamic responses are represented by aerodynamic states obtained by rational interpolating polynomials. The complete system of equations is written in state space format in the Laplace domain. The aeroelastic stability condition can, then, be determined by standard eigenvalue analyses of the system dynamic matrix.