Dissertações/Teses

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2021
Dissertações
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  • ISAMARA DE MENDONÇA SILVA
  • Investigando os padrões de teleconexão associados à estação chuvosa e analisando a homogeneidade e a tendência em índices extremos de precipitação no Norte do Nordeste do Brasil

  • Orientador : DEUSDEDIT MONTEIRO MEDEIROS
  • MEMBROS DA BANCA :
  • DAVID MENDES
  • DEUSDEDIT MONTEIRO MEDEIROS
  • MEIRY SAYURI SAKAMOTO
  • Data: 26/02/2021

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  • Nessa dissertação, um primeiro estudo utilizou o modelo oculto de Markov para descrever a ocorrência e a intensidade diária das chuvas em quatro estações meteorológicas na Região Metropolitana de Fortaleza no Norte do Nordeste do Brasil (NNB), e os padrões de teleconexão que influenciam o regime de precipitação durante a estação chuvosa (fevereiro, março, abril e maio) de 1975 a 2013. Um modelo com quatro estados ocultos foi associado às condições climáticas: muito chuvoso (1), chuvoso (2), menos chuvoso (3) e seco (4), concordando satisfatoriamente com a variabilidade interanual da estação chuvosa nesta região. O estado 2 foi o único que apresentou uma tendência estatística, indicando uma provável diminuição da ocorrência de precipitação na estação chuvosa. Foi mostrado ainda que a meteorologia associada aos estados 2 e 4 está fortemente relacionada ao El Niño-Oscilação Sul e ao tripolo do Atlântico Norte, e está intrinsecamente condicionada aos padrões atmosféricos de larga escala do Hemisfério Norte. Todos esses mecanismos modularam o deslocamento da Zona de Convergência Intertropical (ZCIT) para o Sul (estado 2) ou para o Norte (estado 4), afetando a ocorrência de precipitação no NNB. O estado 1 se distinguiu pela influência do Modo Meridional do Atlântico e pelo deslocamento da ZCIT mais ao Sul, enquanto o estado 3 foi identificado pela ausência de padrões de teleconexão. Um segundo estudo investigou a homogeneidade e a tendência de onze índices extremos de precipitação a partir de um conjunto de dados diários de 84 pluviômetros no estado do Ceará, localizado no NNB, de 1974 a 2018, nas escalas de tempo anual e sazonal. Os dados foram inicialmente submetidos aos processos de preenchimento de falhas e de controle de qualidade. Para a homogeneidade, a maioria das séries de precipitação foram classificadas como "úteis" e os índices de precipitação de dias secos foram mais suscetíveis às quebras do que as variáveis de dias chuvosos. Os anos de quebra significativos das séries concordaram bem com os eventos de El Niño e de La Niña, sugerindo uma investigação profunda dessa possível conexão. Os índices de precipitação de dias chuvosos e secos apresentaram em sua maioria tendências decrescentes e crescentes, respectivamente, indicando queda no regime de chuvas no Ceará, principalmente nas regiões centro-leste, noroeste e sul, nos períodos anual e chuvoso. A curva de LOWESS mostrou mudanças em quase todas as séries durante as décadas de 1980 e 1990, coincidindo com as quebras de homogeneidade e os anos de fortes secas na região. Os coeficientes de correlação foram fortes e significativos entre todos os índices de precipitação e as demais variáveis, parecendo induzir mudanças na precipitação total.


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  • A first study used the hidden Markov model in this dissertation to describe the daily rainfall occurrence and intensity at four meteorological stations in the Metropolitan Region of Fortaleza in the Northern Northeast Brazil (NNB) and the teleconnection patterns that influence precipitation regime during the rainy season (February, March, April, and May) from 1975 to 2013. A model with four hidden states was associated with climatic conditions: very rainy (1), rainy (2), less rainy (3), and dry (4), satisfactorily agreeing with the interannual variability of the rainy season in this region. State 2 was the only one that showed a statistical trend, indicating a probable decrease in the occurrence of precipitation in the rainy season. It was also shown that the meteorology associated with states 2 and 4 is strongly related to the El Niño-South Oscillation and the North Atlantic tripole and is intrinsically conditioned by the large-scale atmospheric patterns of the Northern Hemisphere. All of these mechanisms modulated the displacement of the Intertropical Convergence Zone (ITCZ) southward (state 2) or northward (state 4), affecting the occurrence of precipitation in the NNB. State 1 was distinguished by the influence of the Atlantic Meridional Mode and the ITCZ displacement further south, while state 3 was identified by the absence of teleconnection patterns. A second study investigated the homogeneity and trend of eleven extreme precipitation indices from a daily data set of 84 rain gauges in the state of Ceará, located in the NNB, from 1974 to 2018, on the annual and seasonal time scales. The data were initially submitted to the gap-filling and quality control processes. Most precipitation series were classified as "useful," and dry day precipitation indices were more susceptible to breaks than rainy day variables for homogeneity. The significant break years in the series agreed well with the El Niño and La Niña events, suggesting a further investigation of this possible connection. The precipitation indices for rainy and dry days presented mostly decreasing and increasing trends, respectively, indicating a decline in the rainfall regime in Ceará, mainly in the central-eastern, northwestern, and southern regions, in the annual and rainy seasons. The LOWESS curve showed changes in almost all series during the 1980s and 1990s, coinciding with the homogeneity breaks and the years of severe droughts in the region. The correlation coefficients were strong and significant between all precipitation indices and the other variables, seeming to induce changes in total rainfall.

2
  • ARTUR CRISTIANO PAULINO PEREIRA
  • INFLUÊNCIA DA RAZÃO DE EQUIVALÊNCIA NA COMBUSTÃO E NO EMPUXO GERADO POR SCRAMJET EM VOO ATMOSFÉRICO A MACH 5,8 E 20 KM DE ALTITUDE

  • Orientador : GEORGE SANTOS MARINHO
  • MEMBROS DA BANCA :
  • DOUGLAS DO NASCIMENTO SILVA
  • GEORGE SANTOS MARINHO
  • JOÃO FELIPE DE ARAÚJO MARTOS
  • PAULO GILBERTO DE PAULA TORO
  • Data: 26/08/2021

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  • Avaliou-se a capacidade de geração de empuxo de um veículo aeroespacial integrado a scramjet a partir da combustão de hidrogênio e ar atmosférico em velocidade supersônica, para voo a 20 km de altitude e velocidade de 1709,6 m/s, correspondente ao número de Mach 5,8. Utilizou-se método teórico-analítico, considerando-se regime estacionário. A Primeira Lei da Termodinâmica, sem e com reação baseada na entalpia de formação, foi utilizada para determinação das propriedades termodinâmicas do escoamento. Obtiveram-se correlações entre a razão de equivalência e a temperatura da mistura ar - combustível, velocidade da mistura, e temperatura dos gases de exaustão após a combustão. Consideraramse duas condições de combustão: à pressão constante e com área transversal constante da câmara de combustão. Determinaram-se a temperatura e a velocidade após o processo de expansão dos gases provenientes da combustão para cada uma das condições. Assumiu-se velocidade de mistura igual a 1152 m/s para ambas condições, resultando, no caso à pressão constante, em uma razão de equivalência variando entre 0,648 e 0,774, enquanto a temperatura da mistura variou entre 876 K e 856 K quando prefixou-se a temperatura de combustão variando de 2400 K a 2600 K. Considerando-se essa faixa de razão de equivalência, foram obtidos impulso específico médio de 4049,7 s e empuxo específico positivo variando entre 760,8 N/kg e 879,3 N/kg de ar. No caso com área constante da câmara de combustão, a razão de equivalência foi limitada ao valor máximo de 0,139 devido ao efeito do estrangulamento térmico, obtendo-se empuxo específico e impulso específico máximos iguais a 195,5 N/kg de ar e 4914 s, respectivamente. Comparam-se os dois casos considerando-se o intervalo para razão de equivalência variando entre 0 e 0,139, obtendo-se empuxo específico e impulso específico cerca de 3,3 % maior no caso com área constante, com a desvantagem de a temperatura alcançar valor 19,2 % maior do que no caso com combustão à pressão constante. Concluiu-se que o scramjet é capaz de gerar empuxo nas condições de voo estabelecidas para ambos os casos, desde que no caso com área constante seja respeitado o limite máximo para razão de equivalência.


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  • In the present work, the thrust generation capacity of a scramjet integrated aerospace vehicle was evaluated from the combustion of hydrogen and atmospheric air at supersonic speed, for the flight of the scramjet vehicle at 20 km of altitude and speed of 1709.6 m/s, corresponding to Mach number of 5.79. A Theoretical-analytical method was used, considering the steady-state. The First Law of Thermodynamics, without and with reaction based on enthalpy of formation, was used to determine the properties. Correlations between the equivalence ratio with the mixture temperature, mixture speed, and exhausted gases temperature after combustion were obtained. The temperature and speed were also determined after the combustion gases expansion process. Mixing speed equal to 1152 m/s and exhaust gases temperature in the range of 2400 K to 2600 K was assumed, resulting in a fuel-air ratio in the range of 0.648 to 0.774 and mixing temperature of 875 K to 855 K. The temperature after the expansion varied from 865 K to 964 K, and the speed varied from 2425 m/s to 2532 m/s. A mean specific impulse equal to 4049.7 s was obtained, and positive non-installed thrust ranging from 760.8 N to 879.3 N.

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  • PEDRO PAULO BATISTA DE ARAÚJO
  • Tecnologia da combustão supersônica aplicada ao segundo estágio de um veículo lançador de CubeSats

  • Orientador : PAULO GILBERTO DE PAULA TORO
  • MEMBROS DA BANCA :
  • ROBERTO DA CUNHA FOLLADOR
  • DOUGLAS DO NASCIMENTO SILVA
  • PAULO CELSO GRECO JÚNIOR
  • PAULO GILBERTO DE PAULA TORO
  • SANDI ITAMAR SCHAFER DE SOUZA
  • Data: 15/10/2021

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  • Os atuais motores foguetes possuem baixo impulso específico quando comparados com tecnologias de propulsão aspirada. Os motores/veículos aspirados de combustão supersônica são uma alternativa para melhorar a eficiência do acesso ao espaço em um voo dentro da atmosfera terrestre, abaixo dos 60 km de altitude geométrica. Neste trabalho foi realizado uma análise aerodinâmica do modelo conceitual de um veículo/motor de combustão supersônica, scramjet, para operar como um motor propulsor de segundo estágio de um veículo lançador de nanoSats. Foram usadas duas abordagens de engenharia, metodologia analítica e numérica computacional, para realizar a análise preliminar do modelo de scramjet proposto, acoplado ao terceiro estágio de propulsão, na altitude de 20 km com velocidade de voo equivalente a número de Mach 5,8. O ar atmosférico foi considerado como sendo gás caloricamente perfeito e os efeitos viscosos foram inicialmente desprezados em uma análise preliminar. A combustão supersônica foi modelada como um processo de adição de calor ao escoamento, sem injeção de combustível. Em seguida, foi realizado simulações numéricas considerando os efeitos do desenvolvimento da camada limite para verificar a viabilidade aerodinâmica do modelo. Foi utilizado a otimização dos ângulos da seção de compressão do scramjet, visando atingir a condição de temperatura e número de Mach requeridos na entrada da câmara de combustão, para minimizar os efeitos da geração de entropia e aumentar a eficiência de compressão do veículo. A temperatura requerida na entrada da câmara é a necessária para realizar a autoignição da mistura ar-combustível. Foi avaliado o limite de Korkegi através das ondas de choque oblíquas na seção de compressão e no processo de adição de calor. Ao usar o limite de Korkegi, no projeto analítico preliminar, como um indicativo de entupimento (unstart) do modelo devido a separação da camada limite, provocada pelo gradiente adverso de pressão, buscou-se identificar nas simulações numéricas, considerando os efeitos viscosos, se ocorreria o fenômeno do unstart. As simulações numéricas foram feitas no software comercial ANSYS Fluent usando o modelo de turbulência conhecido como SST de transição (Transition SST ). Também foram realizados testes de convergência de malha, validação do experimento numérico em cima dos dados numéricos validados por dados de voo em condições reais do HyShot. As malhas utilizadas, tanto na validação quanto na análise do presente trabalho, possuem equivalentes níveis de refinamento na direção da parede, satisfazendo a condição do modelo de turbulência (𝑦+ < 1). Os cálculos analíticos apresentaram boa coerência quantitativa e qualitativa com os resultados das simulações numéricas considerando as mesmas simplificações adotadas no analítico. Uma adaptação do cálculo analítico é proposto para levar em consideração os efeitos da interação do leque de expansão com a onda de choque oblíqua incidente na seção de compressão do scramjet. Os resultados das simulações viscosas indicaram que devem ser feitas melhorias na geometria pois a solução apresentada para evitar o entupimento do modelo reduziu a temperatura na entrada da câmara de combustão, assim como reduziu o fluxo de massa capturado pelo combustor.


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  • Current rocket engines have a low specific thrust compared to the airbreathing propulsion technologies. Airbreathing supersonic combustion engines/vehicles are an alternative to improve the efficiency of access to space in a flight through the dense Earth’s atmosphere, below 60 km of geometric altitude. In this work, aerodynamic analysis of the conceptual model of supersonic combustion engine/vehicle (scramjet) was carried out to operate as a second-stage propulsion engine of a nanoSats launch vehicle. Two engineering approaches, analytical and computational numerical methodology, were used to perform the preliminary analysis of the proposed scramjet model, coupled to the third propulsion stage, at an altitude of 20 km with flight speed equivalent to Mach 5.8. Atmospheric air was considered a calorically perfect gas, and the viscous effects were neglect in a preliminary analysis. Supersonic combustion was modeled as heat adding to the supersonic flow without fuel injection. Then, numerical simulations were carried out considering the effects of the boundary layer development to verify the aerodynamic feasibility of the model. Optimization of the compression angles at the scramjet compression section was used to minimize the entropy generation and increase the vehicle’s compression efficiency, aiming to reach the temperature and Mach number at the combustion chamber entrance. The temperature required at the combustion chamber entrance is estimated to self-ignite the air-fuel mixture. Korkegi limit was evaluated through oblique shock waves in the compression section and in the heat addition process. Using the Korkegi limit, in the preliminary analytical design, as an indication of unstart due to the separation of the boundary layer caused by the adverse pressure gradient, we investigated to identify in numerical simulations considering the viscous effects whether the unstart phenomenon would occur. Numerical simulations were performed using commercial software, ANSYS Fluent, using the turbulence model known as transition SST. We also performed mesh convergence tests, numerical experiment validation on top of numerical data validated by HyShot flight data. Both meshes used in the validation and the analysis of the present work have equivalent levels of refinement in the direction of the wall, satisfying the condition of the turbulence model (𝑦+ < 1). The analytical calculations showed good quantitative and qualitative consistency with the numerical simulation results considering the same simplifications adopted in the analytical. An adaptation of the analytical method is proposed to take into account the effects of the interaction of the expansion fan with the oblique shock wave incident on the compression section of the scramjet. The results of the viscous simulations indicated that should be made improvements in the geometry due to the low temperature at the combustion chamber entrance, as well as reduced mass flow captured by the combustor, as a consequence of solution used to prevent unstart.

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