O objetivo deste trabalho é documentar o processo de desenvolvimento de um aplicativo cujo objetivo é determinar a condição operacional de um sistema propulsivo aeronáutico. O sistema propulsivo escolhido é baseado em turbinas a gás. Para demonstração do funcionamento do aplicativo foi eleito um motor turbofan de alta Razão de Passagem comercialmente utilizado. No final do trabalho ter-se-á um Sistema Especialista capaz de fornecer diagnósticos de maneira automática. Este sistema utiliza como informação de entrada o sinal de vibração captado no equipamento. O sinal de vibração é simulado através de um modelo simples do motor, gerado pela superposição de senóides com acréscimo de ruído aleatório. Após obtenção deste sinal, realiza-se a transformada de Fourier para visualizar o mesmo sinal no espectro de freqüência. Posteriormente o diagnóstico é realizado com base na teoria de análise de vibrações. O texto traz inicialmente uma leitura da necessidade de sistemas dessa natureza e da evolução de motores aeronáuticos no mercado. Após a introdução, tem-se uma revisão da conceituação básica acerca de motores e posteriormente de vibração. A teoria de análise de vibrações também é tratada e na seqüência é demonstrado o desenvolvimento do aplicativo. Finalmente conclui-se sobre as tendências do mercado com base nos resultados observados.

The combustors for gas turbines have been traditionally designed through trial and error, which is a time consuming and expensive process. With the development of computers and new simulation techniques the design process has been improved considerably. However, the design of combustors for gas turbines still remains an iterative process, which requires a broad knowledge of engine operating conditions and the interaction of their components with the engine components. This work presents the establishment of a methodology for preliminary design for gas turbine combustor, based on the methodology proposed by Melconian e Moldak and the application of a chemical reactors network (CRN), this last one in order to establish the temperature profile of the gases into combustor. Originally, the methodology proposed by Melconian e Moldak uses kerosene as fuel. For this reason, the proposed methodology in this work was adapted to consider different types of fuel. This methodology is capable to set the basic geometric parameters and providing a basic configuration of a combustor considering changes in operational loads. Some cases have been developed, which allowed verifying the implementation of the proposed methodology and the CRN. The first case was used as validation method and was employing a multi-can combustor type, which operates with kerosene as fuel based on example proposed by Melconian e Moldak. The second case corresponds to an annular combustor for an aircraft engine which operates with kerosene, natural gas and ethanol. For each of these fuels was carried out a preliminary design of combustor. The third case is a can annular combustor for application in an industrial gas turbine using natural gas, ethanol and kerosene as fuels. A step by step design methodology is presented in this work. It is important to mention that the proposed methodology is for conventional combustors.

Esta dissertação apresenta um estudo experimental da influência dos parâmetros de operação na estrutura da Zona Central de Recirculação (ZCR) formada na saída da câmara primária de um novo conceito de câmara de combustão com swirler para turbinas a gás, visto que esta influencia diretamente na mistura dos reagentes, na absorção de instabilidades e, significativamente, no processo de combustão. Para o estudo foi empregada a técnica de Velocimetria por Imagem de Partículas (PIV). Esta nova configuração de combustor baseia-se nos conceitos de combustão pobre pré-misturada e RQL (Rich-Quench-Lean) para permitir a redução das emissões de NOx através do controle dos parâmetros de operação. Basicamente, três parâmetros adimensionais foram variados que regulam o processo de combustão: número de swirl do escoamento secundário (S), razão comprimento/diâmetro da câmara primária (L/D) e número de Reynolds do escoamento primário (Rep). Os resultados mostraram que para uma configuração de combustor operando com alto número de swirl, alto número de Reynolds do escoamento de ar primário e alta razão comprimento/diâmetro permite obter uma zona central de recirculação forte, estável e bem definida quando comparadas com as obtidas para outras combinações entre os parâmetros de operação estudados. Também, verificou-se que o estudo de escoamentos com swirl através da técnica PIV não é uma tarefa trivial, no entanto, foi possível obter resultados em acordo com os apresentados na literatura.

Modelos para a previsão de ruído gerado por motores a jato, como turbofan de alta razão de bypass, são utilizados neste trabalho. Estes modelos, em conjunto com programas computacionais desenvolvidos no ITA, simulam a geração de ruído em cada componente do motor e, então, determinam o ruído total irradiado. Métodos empíricos são utilizados na determinação do nível de pressão sonora para cada banda de 1/3 de oitava, em função da direcionalidade da fonte de ruído e da distância do observador até a fonte. A importância da previsão de ruído gerado por motores aeronáuticos é ressaltada, sobretudo nos critérios que tangem a certificação de aeronaves comerciais. Os componentes principais a serem estudados são: fan/compressor, câmara de combustão, turbina e bocal propulsor (jato simples). Resultados para jatos simples são comparados com dados da literatura e para um motor tipo turbojato novo são obtidos. A simulação de funcionamento do motor completo, para gerar dados do escoamento para o cálculo do ruído, é comentada. Os dados de propriedades do escoamento e de projeto do motor são feitos de modo a obterem as informações necessárias a cada modelo de previsão de ruído. Os modelos utilizados para previsão de ruído de compressor, de câmara de combustão, de turbina e de jato simples são respectivamente NASA TM-195480, SAE ARP-876D, NASA-ANOPP e ESDU Item 98019. Um módulo capaz de calcular o nível de ruído produzido por um motor é incorporado ao programa de simulação numérica de funcionamento de turbinas a gás, sendo capaz de predizer os níveis de ruído em condições de operação fora do ponto de projeto. Espera-se, com isto, obter informações importantes sobre ruído, na fase de projeto do motor e/ou para subsidiar proposições para a sua redução.

O tamanho de turbinas eólicas comerciais tem aumentado consideravelmente nos últimos 25 anos desde aproximadamente uma potência de 50KW com rotores de entre 10 e 15 metros de diâmetro até as turbinas comerciais atuais de 5MW de potência com diâmetros de mais de 120 metros. Este desenvolvimento requer o uso de ferramentas numéricas que permitam prever os carregamentos aerodinâmicos estacionários e não estacionários, não somente nas pás de turbinas, mas também o sistema como um todo, incluindo torre, rotor e sistemas de controle. Neste contexto, este trabalho apresenta um programa computacional baseado na teoria de elemento de pá, a fim de predizer parâmetros geométricos e velocidades relativas ótimos para a obtenção de máxima potência. O método de painéis foi adaptado de forma a incluir os efeitos rotacionais das pás a fim de predizer cargas aerodinâmicas em estado estacionário. A formulação é tridimensional e conta com efeitos de esteira e velocidades angulares. Um estudo de caso para uma pá de turbina eólica de 2MW de potência foi utilizado para demonstrar as capacidades do código desenvolvido. Para avaliar as capacidades do código, foram feitas três tipos de validações. Primeiro foram comparados resultados da literatura da teoria de elemento de pá e do método de elemento fonte-dipolo, "Doublet-Source Lattice", (por separado) com os resultados obtidos pelo código. Uma última validação quantitativa foi feita mediante a comparação com os resultados de um software de fluidodinâmica computacional. O trabalho apresentado não pretende concorrer com os pacotes comerciais de CFD. O que se pretende é desenvolver uma ferramenta de projeto preliminar de pás de turbinas eólicas que permita obter um projeto ótimo em um tempo relativamente curto. Futuramente se pretende continuar esta investigação aderindo ao código a possibilidade de analisar o comportamento estrutural e aeroelástico de pás de turbina eólica, asas e pás de helicópteros.

O processo de condensação de vapor no interior de turbinas danifica sua superfície interna e as palhetas dos rotores, além de diminuir a eficiência termodinâmica nessa região. Para estudar o processo de condensação de vapor em estágios de turbinas, foi proposto neste trabalho uma simplificação da geometria, estabelecendo o escoamento de vapor úmido em uma grade de bocais baseado no modelo de rotor de uma turbina a vapor real. Um estudo preliminar do bocal supersônico de Laval 2D (convergente-divergente) foi realizado devido à possibilidade de validar o procedimento de uso do código CFD com base em dados experimentais adequados. O objetivo desta tese é avaliar o escoamento e investigar como a variação dos parâmetros térmicos, como temperatura e pressão, alteram o ponto de início da condensação, analisando a região de nucleação e crescimento das gotículas entre as palhetas da grade. O fenômeno da condensação foi modelado com base na teoria da nucleação clássica. Nesse trabalho, o modelo matemático deste escoamento compressível multifásico foi resolvido numericamente usando o método dos volumes finitos com uma abordagem baseada na densidade com os modelos de turbulência realizável e SST. Os resultados das simulações mostraram que, tanto para o bocal de Laval quanto para a grade de bocais, o fenômeno da mudança de fase é responsável por perdas termodinâmicas significativas no escoamento e que a fração de massa líquida é influenciada diretamente pela temperatura de admissão do vapor e pela diferença de pressão estabelecida entre a entrada e a saída do domínio, atingindo valores elevados em regiões próximas às superfícies das palhetas.

A simulação é uma atividade importante na fase de projeto, testes e operação de turbinas a gás. Uma ferramenta capaz de simular motores nas diversas configurações durante essas fases de desenvolvimento tem importância fundamental, tanto em análises de motores existentes quanto nos estudos para desenvolvimento da tecnologia necessária a novos motores de alto desempenho. A capacidade de prever os parâmetros de desempenho em ponto de projeto e fora do ponto de projeto em regime permanente é condição fundamental para estes programas. No entanto, a análise e projeto de motores de alto desempenho necessitam de conhecimento das características relacionadas à dinâmica do motor. Assim, a simulação em regime permanente é capacidade imprescindível para uma ferramenta de simulação. O Centro de Referência de Turbinas a Gás do ITA desenvolveu um programa computacional base com as capacidades de simulação em regime permanente no ponto de projeto, simulação em regime permanente fora do ponto de projeto, simulação em regime permanente com geometria variável e simulação de transitórios com geometria fixa. Neste trabalho foram adicionados os módulos computacionais necessários para estender a capacidade de simulação do programa computacional base, acrescentado a capacidade de simulação de transitórios com variação simultânea de geometria, de forma que a influência desta última possa ser avaliada na dinâmica do motor. Essa implementação estende de maneira considerável as capacidades do programa computacional em desenvolvimento, uma aplicação é no projeto de sistema de controle de estabilidade dos motores. Foi implementada ainda a capacidade de simulação utilizando um controlador PID com capacidade para controlar a variação da geometria do compressor e manter a margem de bombeamento positiva durante acelerações e desacelerações. Simulações foram realizadas para verificar qualitativamente os resultados fornecidos pelos novos módulos do programa computacional.

Este trabalho é uma continuação à pesquisa e desenvolvimento de materiais para aplicação em turbinas a gás e câmaras de combustão do Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA). Diversas pesquisas já foram realizadas no DCTA permitindo desenvolver e caracterizar revestimentos, como forma de barreira térmica, para serem aplicados sobre componentes em superligas à base de níquel. Este trabalho tem como objetivo realizar a validação do banco de dados termodinâmicos do software ThermoCalc por meio da comparação de características microestruturais (como fases presentes, suas composições e quantidades) e ensaios experimentais, assim como inserir nessa plataforma dados complementares para que se possa empregar a termodinâmica computacional como ferramenta versátil, prática e de elevada confiança. Ressalta-se que as informações disponíveis nesses bancos darão subsídios para posterior seleção de revestimentos a serem utilizados na fabricação de turbinas de Motores-Foguete a Propelente Líquido (MFPL). Foram confeccionadas amostras contendo ZrO2-Nb2O5, Y2O3-Nb2O5, e ZrO2-Nb2O5-Y2O3. Realizou-se ensaios de massa específica e densidade, indentação, DTA e MEV, com os quais foi possível estabelecer a composição de 16% em mol de Y2O3 e 16% em mol de Nb2O5 como sendo as melhores concentrações de óxidos aditivos à zircônia, promovendo uma estabilização total da fase tetragonal à temperatura ambiente. A otimização dos binários ZrO2-Nb2O5 e Y2O3-Nb2O5 foi concluída, mostrando-se adequada e coerente com os resultados reportados na literatura. O trabalho é inovador e complexo, contudo, com o conhecimento adquirido até então, é possível realizar uma primeira seleção, com qualidade, dos materiais para revestimentos.

Este trabalho apresenta um modelo alternativo de câmara de combustão com baixa emissão de NOx para aplicação em turbinas a gás. Trata-se de um combustor de duplo estágio com "swirler", no qual a condição desfavorável à formação de poluentes é alcançada mediante o controle da dinâmica do escoamento dos reagentes e dos gases de combustão no combustor. A combustão desenvolve-se em dois estágios ou câmaras e em um regime global de combustão pobre. Para a combustão na câmara secundária, dependendo dos parâmetros de operação, algumas oscilações acústicas ocorrem. Os parâmetros operacionais que controlam o processo de combustão são: a razão de equivalência global, o número de Reynolds do jato de combustível (Rej), o número de "swirl" do escoamento de ar (S';) e razão comprimento/diâmetro da câmara primária (L/D), sendo o objetivo do presente trabalho a análise da influência destes parâmetros sobre as emissões de poluentes (CO, Hidrocarbonetos Totais e NOx) e o surgimento de instabilidades de combustão. Os resultados mostraram que quando os parâmetros envolvidos contribuem para uma melhor uniformidade da mistura, isto é, maiores razões L/D, elevados número de "swirl" e menores números de Reynolds as emissões de CO e hidrocarbonetos totais são reduzidas. Para o NOx as mesmas tendências são observadas, sendo a única exceção para o número de "swirl", ou seja, os níveis de NOx aumentam com a elevação do referido parâmetro. A razão de equivalência, como esperado, influencia as emissões de maneira distinta. Enquanto que sua elevação reduz as emissões de CO e hidrocarbonetos totais, aumenta as de NOx. Os resultados também mostraram a supressão das instabilidades mediante a utilização de maior diâmetro para a câmara secundária.

As turbinas a gás são uma importante máquina geradora de potência, fornecendo propulsão mecânica para os transportes aéreos e marítimos, bem como utilizadas na geração de energia elétrica. Para realizar o desenvolvimento do sistema de controle destas complexas máquinas é necessária a criação de modelos matemáticos apurados que representem as condições de operação em regime permanente e regime transitório, prevendo situações que afetam a segurança e desempenho do motor. Este documento descreve o modelo dinâmico não-linear com sistema de controle para um turboeixo utilizado na geração de energia elétrica. A modelagem foi realizada em módulos para cada componente do motor, de forma que suas equações dinâmicas descrevam as situações transitórias. Foram desenvolvidos dois controladores um básico e outro supervisório com as malhas regulatórias em regime permanente, regime transitório e proteção dos limites. A estratégia de controle busca manter o turboeixo operando em regiões de melhor desempenho, mantendo a rotação de referência constante, além de proteger dos fenômenos de bombeamento, apagamento da chama, sobrevelocidade e superaquecimento. Para sintonia dos controladores foram utilizadas técnicas de otimização, com uma função objetivo, descrita a partir do erro em regime. Outro ponto desenvolvido foi à lógica de partida, com as séries de operações para a sequência dos estados. Por fim, foram apresentados os resultados obtidos para uma condição de operação com perturbações na carga do gerador elétrico, observando a ação das estratégias de controle, aumentando a segurança global do turboeixo.