A computional model is developed for prediction of noise emission from na existing or new turbofan engine. This model allows the simulation of noise generation from high bypass ratio turbofan engines, appropriate for use with computational programs for gas turbine performance developed at ITA. Analytical and empirical methods are used for spectrum shape, spectrum level, overall noise and free-field directivity noise. The most significant noise sources in turbofan engines are modeled: fan, compressor, combustion chamber, turbine, jet (separate streams or mixed jet), with corrections for forward speed, atmospheric attenuation, ground reflection, and nacelle acoustic treatment (perforate liners). The procedures for component noise prediction are combined to yield total turbofan engine noise emission, as a funtion of engine operation condition and of observer (distance and directivity angle).

O trabalho aqui apresentado propõe um método para a utilização da cadeia CAD/CAM no fresamento 5-eixos de componentes de turbinas a gás. O método procura integrar as etapas CAD, CAM do processo de fabricação de componentes de turbinas a gás. O método aborda desde a modelagem dos componentes, evitando algumas características impróprias ao fresamento 5-eixos, passando pela simulação das trajetórias e pós-processamento e por fim fabricação dos componentes. A partir desse trabalho algumas informações importantes referentes à cadeia CAD/CAM puderam ser levantadas. De maneira geral, a abordagem da cadeia CAD/CAM para o fresamento 5-eixos deve considerar etapas anteriores ao da programação CAM, como a etapa CAD da cadeia, onde as geometrias são definidas, e posteriores, neste caso, simulação das trajetórias de ferramenta programadas e pós-processamento de código NC. Foram feitas ainda análises relacionadas aos tipos de interpolação que estão disponíveis para o fresamento de geometrias complexas. Essa a análise é também apresentada no trabalho fazendo parte das contribuições que esse trabalho se propõe a dar. Os resultados por serem extremamente práticos se propõem a serem utilizados de imediato na indústria. Eles vão desde restrições a modelagem de geometrias para o fresamento 5-eixos até informações referentes a uso de interpolações complexas no âmbito de fresamento de superfícies complexas. Procurou-se dar informações pertinentes ao fresamento 5-eixos em todas as etapas da cadeia CAD/CAM para esse processo de fabricação.

A simulação numérica de turbinas a gás é importante tanto na fase de projeto quanto na de desenvolvimento do motor. Na fase de projeto podem-se prever, antecipadamente, problemas de funcionamento que poderão ocorrer em pontos específicos do envelope de operação prescrito. Na fase de desenvolvimento podem-se reduzir prazos e custos pelo melhor planejamento dos ensaios. O ITA tem investido bastante na área de simulação, com o objetivo de desenvolver uma plataforma computacional de simulação numérica de turbinas a gás de alto desempenho. Um módulo adicional de simulação do desempenho em regime transitório foi desenvolvido e incorporado à plataforma existente, dando-lhe a capacidade de simular numericamente os transitórios de eixo e volume em turbinas a gás de alto desempenho. Em especial, contemplam-se as turbinas a gás que equipam as aeronaves mais modernas, bem como as industriais utilizadas, por exemplo, nas usinas termoelétricas modernas. O modelo desenvolvido, que é capaz de captar os transitórios de eixo e volume, foi testado para diversos tipos de motores (turbojato, turboeixo e turbofan) com várias configurações e número de eixos, e foi validado a partir de resultados da literatura. Os resultados são apresentados e analisados.

A importância do estudo da dinâmica em máquinas térmicas é conhecer o modo como irá reagir às diferentes circunstâncias de operação, como partida, aceleração e desaceleração, e em transitórios. A observação de suas características dinâmicas permite avaliar situações indesejadas e a necessidade de ajustes. Para modelar uma turbina a gás é necessária a análise de vários domínios físicos, uma vez que os sistemas que compõem uma turbina a gás envolvem várias áreas da engenharia. A turbina a gás é composta basicamente de sistemas termofluido-mecânicos acoplados a sistemas elétricos. Nesse tipo de modelagem, que envolve sistemas elétricos e mecânicos, uma linguagem unificada como a de grafos de ligação pode ser aplicada, pois possui vantagens inerentes. Este trabalho contém três objetivos principais: o primeiro é apresentar o princípio de funcionamento de uma turbina a gás e suas características construtivas. É apresentada também a metodologia envolvida em grafos de ligação para o estudo de sistemas dinâmicos, muito consistente e necessária ao entendimento deste trabalho; segundo, uma vez escolhidas as variáveis de interesse, é apresentada uma metodologia para modelagem de turbinas a gás através de grafos de ligação através de um modelo. São abordados também os procedimentos para se modelar cada parte do motor, e posterior simulação do sistema em ambiente computacional apropriado; terceiro, apresentar uma técnica de identificação para turbinas e um modelo matemático que mostre as características dinâmicas de um sistema físico real ou simulado. Os resultados demonstram similaridades entre as dinâmicas, permitindo a análise da dinâmica da turbina a gás, validando a modelagem utilizando grafos de ligação e de identificação.

O objetivo do seguinte trabalho é um novo modelo de câmara de combustão do tipo RQL ("Rich-Quench-Lean" na língua inglesa) para turbinas a gás. A combustão acontece em duas fases; a primeira com deficiência de oxidante ou rica em combustível, e a segunda é pobre em combustível. Esta estrutura de combustão permite a conciliação de baixas emissões de NOx e produtos de combustão de oxidação parcial, como monóxido de carbono, hidrocarbonetos não queimados e fuligem. A idéia dos combustores RQL tradicionais é a injeção estagiada de combustíveis através da câmara, criando algumas regiões de combustão desfavoráveis à formação do NOx. Mas no novo conceito aqui proposto, essas condições não favoráveis à formação do NOx são alcançadas através do controle da dinâmica da mistura entre os reagentes no interior da câmara, favorecendo algumas vantagens em relação ao processo RQL tradicional. Entretanto, para a combustão pobre na câmara secundária, dependendo dos parâmetros de operação, algumas oscilações acústicas ocorrem. Portanto, o presente trabalho trata da influência desses parâmetros operacionais: razão de equivalência, número de Reynolds do jato de combustível, número de "swirl", e razão comprimento/diâmetro da câmara primária (L/D), sobre as instabilidades acústicas. Os resultados mostram que aumentando o número de "swirl", e reduzindo o número de Reynolds do jato combustível, as oscilações de combustão podem ser atenuadas. Além disso, a mais alta razão L/D investigada foi 3, e para esta situação bons resultados foram observados para atenuação de instabilidades. Apesar das dificuldades para entender o complexo fenômeno de instabilidade de combustão, este trabalho apresenta algumas recomendações para controlar as oscilações em câmaras de combustão do tipo RQL para turbinas a gás.

O propósito desse trabalho é simular, através de técnicas de CFD, o escoamento interno em bocais propulsores bidimensionais convergente-divergentes (2D-CD) vetorados (de empuxo direcionável). Bocais de diversas configurações geométricas são submetidos a diferentes razões de pressão. Coeficiente de descarga, coeficiente de tração, ângulo de vetoração efetivo e pressão estática ao longo dos flaps superior e inferior são medidos. Dados obtidos computacionalmente por um Software da NASA (PAB3D), além dos obtidos experimentalmente pela mesma agência são utilizados para validação. Um mapa de desempenho de um bocal propulsor 2D-CD é obtido utilizando-se resultados de CFD. O software utilizado para simulação do escoamento foi o Fluent e o de geração de malhas computacionais, o GAMBIT.

Este trabalho descreve a metodologia a ser utilizada durante a concepção de um sistema de partida pneumático para equipar uma aeronave que utiliza motores turbofan, a teoria envolvida, quais os parâmetros a serem considerados no início e durante o desenvolvimento, especificação do sistema e seus equipamentos, considerações e exigências de sistema visando garantir a sua certificação e finalizando, apresentamos um projeto de um sistema de partida de uma aeronave regional, que aplica toda teoria apresentada anteriormente.

O trabalho consiste de um breve histórico dos sistemas de APU (Unidade Auxiliar de Potência, do inglês "Auxiliary Power Unit") utilizados até a atualidade em aeronaves comerciais, consiste ainda de: um estudo qualitativo das propostas atuais de turbinas para APU com projeto renovado visando redução na vazão de combustível destinado a esta, utilizando para isto novas gerações de materiais e simplicidade na sua construção; um estudo qualitativo das propostas para um futuro próximo (2010) de sistemas regenerativos de APU combinados com o sistema de controle ambiental (ECS - Environmental Control System); um estudo qualitativo das propostas para um futuro mais distante (2015) de utilização de célula de combustível em substituição da APU. O trabalho aborda ainda um estudo para implementação de um destes novos sistemas em uma aeronave que deve entrar no mercado até 2010, portanto a escolha do sistema deve levar em conta esta variável. O estudo deverá apontar, explicar qualitativamente a escolha dos diversos componentes do sistema para esta aeronave e quantificar a redução no consumo de combustível da aeronave com a implementação deste sistema.

Este trabalho trata aspectos referentes à modelagem, simulação e controle de turbinas a gás. O procedimento para modelagem é discutido em partes, logo, são considerados seis componentes a serem tratados individualmente: compressor, câmara de combustão, turbina, eixo, bocais de admissão e de exaustão. Utilizando os modelos destes componentes e agrupando-os de maneira adequada, demonstra-se que é possível descrever alguns tipos de turbinas a gás. Neste trabalho dá-se foco aos modelos dos motores dos tipos turboeixo e turbojato. Os modelos destes dois motores retratam os principais aspectos do comportamento transitório necessários ao projeto de um sistema de controle. Os códigos foram implementados no ambiente Simulink/MATLAB. Utilizando esta ferramenta foi possível simular diversas situações. Com base neste ambiente de simulação, são apresentadas análises do comportamento transitório dos motores ao serem submetidos a sinais de excitação e perturbação. O modelo obtido permite o projeto de um sistema de controle, sendo o controlador do tipo PID. A sintonia dos parâmetros do controlador é realizada através do método de otimização Nelder-Mead. Novas simulações foram realizadas no intuito de mostrar a capacidade regulatória e a estabilidade do controlador sintonizado. Os resultados obtidos e as análises realizadas permitiram validar as metodologias de modelagem e de sintonia.

A utilização de turbinas a gás, tanto para propulsão aeronáutica como para geração de energia, vem crescendo significativamente nas últimas décadas em todo o mundo. Devido à alta complexidade dos componentes do motor e à tecnologia avançada empregada, os gastos financeiros com a manutenção e operação de turbinas a gás são muito elevados. Uma grande preocupação para quem utiliza este tipo de motor é proporcionar uma alta potência gerada, melhorar os níveis de segurança, aumentar a confiabilidade, e manter uma alta disponibilidade e baixas emissões de poluentes, tudo isso no menor custo possível. Com o intuito de melhorar cada vez mais estes fatores, este campo de pesquisa tornou-se uma área muito atrativa e promissora. Com os olhos voltados para a operação do motor, vem crescendo a quantidade de adeptos que utilizam sistemas computacionais de monitoramento de desempenho de turbinas a gás. No entanto, esta não é uma tarefa trivial, pois envolve complexidade muito grande a ser aplicada em um ambiente extremamente não-linear. Degradações de desempenho de turbinas a gás podem ocorrer de diversas maneiras durante a operação do motor. A queda no desempenho acarreta maior consumo de combustível, desgaste dos componentes, alterações no fluxo do fluido pelos módulos do motor, emissão excessiva de poluentes, entre outros. Por isso há a necessidade de utilizar técnicas cada vez mais poderosas para realizar um diagnóstico eficaz que possa compreender o comportamento de uma turbina a gás em funcionamento. Redes Neurais Artificiais (RNA) é uma das técnicas em plena evolução e que estão sendo utilizadas atualmente pela comunidade científica. O interesse na utilização de RNA, no diagnóstico de falhas de turbinas a gás, vem crescendo acentuadamente, principalmente devido à redução nos gastos com a manutenção do motor e à confiabilidade obtida. Nesta tese, foi desenvolvido um sistema computacional que utiliza técnicas de RNA que detectam, isolam e avaliam falhas que podem ocorrer em uma turbina a gás. Este sistema é capaz de diagnosticar, com confiabilidade, falhas simples, bem como múltiplas falhas, que podem aparecer nos componentes do motor mesmo quando operado em condições adversas. Técnicas de pré-processamento dos padrões de falhas foram analisadas, testadas e comparadas com outros experimentos realizados, objetivando uma otimização de todo processo envolvido. Foi verificada também a robustez do sistema computacional quanto à presença de ruídos oriundos da aquisição das informações pelos sensores acoplados ao motor em operação. Algumas estratégias foram aplicadas com o intuito de quantificar o grau de confiabilidade do sistema, atestando a viabilidade da aplicação. Por fim, os resultados obtidos foram analisados e comentados qualitativamente, abordando também suas limitações e propostas para trabalhos futuros. Com o intuito de ajudar estudantes e pesquisadores a dar continuidade a este trabalho, os conceitos mais importantes de Redes Neurais Artificiais foram incluídos.