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.

An implicit finite volume algorithm is developed for higher-order unstructured computation of inviscid compressible flows. The Spectral Finite Volume method is used to achieve high-order spatial discretization of the domain, coupled with a matrix-free LU-SGS algorithm to solve the linear systems arising from implicit time marching of the governing equations, avoiding the explicit storage of the flux Jacobian matrices. A new limiter formulation for the high-order terms of the reconstruction polynomial is introduced. The issue of mesh refinement in accuracy measurements for unstructured meshes is investigated. A straightforward methodology is applied for accuracy assessment of the higher-order unstructured approach based on entropy levels and direct solution error calculation. The accuracy, fast convergence and robustness of the proposed higher-order unstructured solver for different speed regimes are demonstrated via several known test cases from the literature for the 2nd-, 3rd- and 4th-order discretizations. The possibility of reducing the computational cost required for a given level of accuracy using high-order discretization is demonstrated. The main features of the present methodology include the reconstruction algorithm that yields 2nd-, 3rd- and 4th-order spatially accurate schemes, an implicit time march algorithm, high-order domain boundaries representation and a hierarchical moment limiter to treat flow solution discontinuities.

Um medoto de diferencas finitas para simulacao deescoamentos independente do regime de velocidade considerada ehapresentado. O algoritmo proposto utiliza um esquema implicito defatoracao aproximada em forma delta tipicamente desenvolvido paraescoamentos compressiveis. A habilidade de tratar escoamentos emqualquer numero de Mach e obtida atraves de uma escolha apropriadadas variaveis dependentes, chamadas variaveis primitivas, a saber,pressao, componentes cartesianas de velocidade e temperatura. As equacoes governantes sao escritas em forma de lei de conservacaopara um sistema de coordenadas curvilineas generalizadas esimultaneamente resolvidas por um processo implicito de marcha notempo com linearizacao local por via de matrizes jacobianas. Operadores de diferencas centradas sao empregados para as derivadasespaciais e estabilidade numerica e assegurada pela escolha de ummodelo de dissipacao artificial. O esquema numerico resultante ehsimilar ao algoritmo tradicional de Beam & Warming, com excessao deuma nova matriz jacobiana relacionando variaveis conservadas eprimitivas. O metodo e aplicado a uma grande variedade de testes,incluindo escoamentos internos e externos, e velocidades que variamdo regime incompressivel ao supersonico. Todos os casos analisadosmostram concordancia muito boa com os dados disponiveis daliteratura. A eficiencia computacional do algoritmo proposto etambem avaliada e revela-se tao boa quanto a do de Beam & Warming. Apesar de terem sido considerados apenas escoamentos nao viscosos,ou seja, escoamentos governados pelas equacoes de Euler, nao haqualquer dificuldade conceitual na extensao do presente algoritmopara as equacoes de Navier-Stokes.

A transferência de calor utilizando jatos impingentes tem se estabelecido como uma técnica efetiva para aquecimento ou resfriamento de uma superfície e é empregada em muitas aplicações de engenharia. Na indústria aeronáutica é empregado principalmente em sistemas de proteção, evitando a formação de gelo em superfícies expostas. A compreensão deste fenômeno é muito importante para se prever o desempenho do sistema de proteção. Este trabalho apresenta um estudo numérico de um jato impingindo numa superfície em regime permanente. Foram analisadas duas configurações do jato: um circular impingindo numa superfície plana e um jato expandindo através de uma fenda (slot) impingindo numa superfície côncava. As equações de conservação (massa, quantidade de movimento, energia) e turbulência são resolvidas pela Técnica de Volumes Finitos. Uma análise do caso bidimensional, laminar e turbulento, foi realizada. Há uma boa concordância dos resultados obtidos com os da literatura para o caso laminar. Já para o turbulento, necessitou-se de uma técnica de refinamento sucessivo de malha para se obter convergência e assim concordância com os dados da literatura. Um estudo tridimensional, laminar e turbulento, para o caso da placa plana também foi realizado. Adotou-se um procedimento para geração de malha totalmente hexahédrica para os casos tridimensionais. Os resultados obtidos apresentam boa concordância tanto para o caso laminar quanto para o turbulento. Para o caso da superfície côncava os estudos se concentraram no caso bidimensional, laminar e turbulento. Os resultados mostram que devido a curvatura, o número de Nusselt máximo ocorre no ponto de estagnação tanto para o laminar quanto para o turbulento. Verificou-se que o problema do jato impingente é geometricamente simples mas devido a grande curvatura das linhas de correntes e dos fortes gradientes das variáveis de fluxo, o problema se torna num grande desafio para os modelos de turbulência atuais. Mesmo os modelos de turbulência que foram implementados para o caso de jato impingente precisam ser usados com cautela.

A caracterização aerodinâmica de foguetes de sondagem é requisito fundamental para o projeto e operação destes veículos. O conhecimento das forças atuantes determina o carregamento a que sua estrutura estará submetida e assim orientará o seu projeto estrutural. Da mesma forma, para se determinar a sua trajetória, faz-se necessário o conhecimento das características aerodinâmicas em todas as fases do vôo. Uma das maneiras de se obter as características aerodinâmicas de um foguete é por meio de simulações numéricas do escoamento sobre o foguete. Para isso, a região em torno do foguete é discretizada sob a forma de uma malha computacional que será então empregada para a solução numérica das equações de governo do escoamento. Os objetivos da presente dissertação consistem em gerar malhas computacionais sobre configurações de foguetes, e avaliar a sua adequação para a simulação do escoamento nos diferentes regimes de velocidade. Estas simulações serão feitas empregando-se o programa de cálculo NS3D da subdivisão de Aerodinâmica da ASE, que resolve numericamente as equações de Navier-Stokes 3D de escoamentos turbulentos. Estas simulações serão validadas pela comparação dos resultados dos cálculos com dados experimentais.

Este trabalho tem como objetivo implementar a capacidade de realizar simulações numéricas em configurações complexas e tridimensionais através da abordagem Chimera. Neste contexto não será feita apenas uma discussão da implementação desta abordagem de malhas de multiblocos sobrepostas, mas também demonstrada a avaliação do código através da comparação com os dados experimentais do VLS obtidos através de ensaios em túnel de vento. A avaliação do código através desta comparação numérico-experimental é fundamental pela própria necessidade de se obter confiança nos resultados numéricos apresentados. Inclusive, neste ponto, é de vital importância se distinguir a diferença entre os possíveis erros oriundos do código e aqueles vindos de um modelo matemático mal aplicado.