O presente trabalho aborda a modelagem do fenômeno de estol dinâmico em aerofólios de turbinas eólicas de eixo vertical (TEEV). Tal fenômeno apresenta-se em certas condições de rotação, modificando consideravelmente o comportamento das forças aerodinâmicas. Os modelos aerodinâmicos utilizados atualmente nestas turbinas não permitem prever o fenômeno de maneira satisfatória. Os modelos semi-empíricos, provenientes da aplicação em pás de helicópteros, têm sido utilizados junto aos modelos de TEEV, permitindo um aprimoramento dos resultados. Contudo, pela complexidade do fenômeno, o problema mantém-se em aberto. Neste contexto, o presente trabalho aborda o assunto com uma metodologia mais eficiente. Inicialmente, são revisados os diferentes modelos aerodinâmicos utilizados neste tipo de turbina. Aplica-se um modelo numérico baseado na teoria de vórtices livres que permite a determinação do campo de velocidades induzidas no escoamento e das forças aerodinâmicas. Este modelo utiliza coeficientes aerodinâmicos bidimensionais em condições de regime permanente. Verifica-se que os resultados obtidos são somente apropriados nas condições do regime linear, isto é, quando o ângulo de ataque não supera o ângulo de estol estático.Posteriormente, para determinar as características não-estacionárias em que se manifesta o fenômeno de estol dinâmico, são estudados os métodos semi-empíricos que já foram utilizados em TEEV, como o modelo de Boeing-Vertol, o modelo MJT e o modelo Indiciai. Foram obtidos resultados comparativos com dois destes modelos em diferentes condições, verificando-se as limitações dos mesmos para descrever o comportamento das forças aerodinâmicas. Finalmente, é proposto o uso do modelo ONERA, ferramenta de última geração baseada num sistema de equações diferenciais ordinárias com coeficientes obtidos em ensaios de túnel aerodinâmico. O modelo tem sido validado por outros autores para sua aplicação em pás de helicópteros e em pás de turbinas eólicas de eixo horizontal. Para o caso das TEEV esta é sua primeira aplicação. Os resultados obtidos com o modelo na formulação original mostraram as dificuldades em descrever o comportamento das forças aerodinâmicas nas condições criticas em que se manifesta o fenômeno de estol dinâmico neste tipo de turbina. O trabalho permitiu identificar os efeitos de diferentes parâmetros envolvidos nas equações diferenciais. A modificação do tempo característico, introdução do parâmetro de estol dinâmico para diminuir os efeitos do termo derivativo do ângulo de ataque e proposta de uma expressão para o coeficiente de arrasto, foram fundamentais no sucesso da proposta apresentada. Tal proposta permitiu a modificação do modelo e sua extensão para aplicação em TEEV quando o ângulo de ataque apresenta grande amplitude de oscilação. Os resultados apresentados, comparados com dados experimentais de referência, mostram que o modelo descreve de maneira satisfatória os efeitos de estol dinâmico neste tipo de turbina. / A model to study the dynamic stall phenomena on vertical axis wind turbine (VAWT) blades is elaborated in this work. Such phenomena appear at certain rotational condition, modifying considerably the blade aerodynamic forces. The existing models used so far do not provide satisfactory results. Semiempirical models derived from the helicopter blades application have been tried in order to solve this problem. Neverthless, the more complex phenomena involved in VAWT left the question open for better analysis. In this work is presented a new approach, with a more efficient method. A revision of different aerodynamic models utilized in VAWT is presented. A numerical model based on free vortex theory is applied to find the induced velocities for the determination o f the aerodynamic forces on the turbine blades. Initially this model employs aerodynamic coefficients in the steady state, and noticed that the results are satisfactory in the linear domain, that isto say, while the angle of attack is smaller than static stall angle. For dynamic stall conditions semiempirical models such as Boeing-Vertol, MIT and Indicial are applied. Comparative results with two models at various operating ranges are obtained to verify their limitations in describing the behavior of the aerodynamic forces. Finally the ONERA model is proposed. This second generation model is based on ordinary differential equations with coefficients obtained in wind tunnel. lt has been validated by others authors for its application on helicopter blades and also on the horizontal axis wind turbine. Here it is extended to apply on the VAWT. At criticai conditions where dynamic stall is severe, the original model lacks the sophistication to provide not so satisfactory results compared with the experimental ones. To improve it, the present work identifies the effect of the different parameters involving the differential equations. The success of the present work is based on the modification of the characteristic time, introduction of dynamic stall parameter to reduce the effect of the derivative term of the angle of attack and proposition of an expression for drag coefficient. Such proposition to modify the model permits its application on the VAWT operating at high angle of attack oscillation. The modified model thus provide satisfactory results compared with the experimental ones, even at severe dynamic stall conditions.

o presente trabalho tem por objetivo desenvolver um código computacional destinado à simulaçáo numérica tridimensional e de escoamentos compressíveis hipersônicos em especial para analisar o processo de reentrada de veículos espaciais na atmosfera terrestre. Devido ás temperaturas elevadas encontradas neste tipo de escoamento, efeitos de altas temperaturas sáo incluídos, como excitação vibracional das moléculas e reações químícas. Utiliza-se o modelo de 2 temperaturas (translacional e vibracional);5 espécíes (N2, O2, NO, N, O) e 17 reações químicas de Park [1986 para o modelamento do fenômeno termo-químico. Introduz-se uma formulação baseada no método dos elementos finitos, através do esquema de Taylor-Calerkin, para a discretização do tempo e do espaço e para a solução do sistema de equações. Alguns exemplos e aplicações de problemas hipersônicos bi e tridimensionais, difusivos e não difusivos, são apresentados, incluindo comparações entre os resultados obtidos no presente trabalho e na literatura.

Orientador: Chang-Yu Liu / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia de Campinas / Made available in DSpace on 2018-07-14T09:08:15Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Ebinuma_CarlosDaniel_M.pdf: 784276 bytes, checksum: f19e73c707552039ceb7c44ca38cf3b0 (MD5) Previous issue date: 1981 / Resumo: O problema da condensação pelicular laminar sobre uma parede vertical foi resolvido através da aplicação da Teoria da Camada Limite. Um parâmetro de velocidade adimensional ß, que é proporcional à velocidade normal variável na parede Vp e a coordenada longitudinal (xl/4) é definido para caracterizar o processo. Quando ß < O tem-se sucção e quando ß > O tem-se injeção. As equações diferenciais parciais da camada limite, através de uma trans formação de similaridade, são reduzidos em equações diferenciais ordinárias. O efeito da sucção e injeção variável sobre a transferência de calor, perfis de velocidades e temperaturas, espessura da película, razão de condensação e tensão de cisalhamento na parede é de mostrado através de vários exemplos, para Prandt1 1, 10 e 100. / Abstract: The problem of laminar film condensation on a vertical wall has been solved by the application of Boundary Layer Theory. A dimensionless velocity parameter ß, which is proportional to, the variable normal velocity Vp and longitudinal coordinate (xl/4) is defined to characterize the process. When ß < O has suction and ß > O has injection. The partial differential equations of Boundary Layer, through a similarity transformation, is reduced to ordinary differential equations. The effects of variable suction and injection heat transfer, velocity and temperature profiles, film thickness, condensation rate and shearing stress on the wall are demonstrated through various examples to Prandt1 numbers 1, 10 and 100. / Mestrado / Mestre em Engenharia Mecânica

Orientador : Kamal A. R. Ismail / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia de Campinas / Made available in DSpace on 2018-07-17T20:34:25Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Gumieiro_Doracy_M.pdf: 2687036 bytes, checksum: f208f2cb9145aef0bd95ffae774a837f (MD5) Previous issue date: 1975 / Resumo: A teoria tridimensional linearizada para um hidrofólio plano operando abaixo da superfície livre é obtida. A partir da condição de superfície livre as condições de contorno sobre o fólio e sua esteira e a condição de não propagação de ondas na frente do hidrofólio consegue-se a expressão do potencial de velocidades total, que permite obter a expressão geral do campo de velocidades induzidas sobre o hidrofólio. A expressão obtida é válida para qualquer geometria, número de Froude e profundidade de imersão, em regime permanente de operação, e torna-se então necessário particularizá-la para um hidrofólio delta. Após várias manipulações matemáticas, consegue-se colocá-la numa forma adequada para o tratamento numérico. Os cálculos numéricos são efetuados usando-se a técnica "Collocation lifting surface", e neste procedimento o hidrofólio é substituído por uma distribuição de doublets tanto na direção da corda como na direção da envergadura. As integrações numéricas são efetuadas usando-se a fórmula de Gauss para limites arbitrários de integração, com excessão da singularidade de segunda ordem do termo aerodinâmico, que é tratada pelos polinômios de interpolações de Lagrange. Várias condições de operação (número de Froude, profundidade de imersão e geometria) são analisadas, discutidas e comparadas com trabalhos teóricos e experimentais disponíveis, concluindo-se que os valores para a sustentação e arrasto induzido dos hidrofólios delta podem aumentar ou diminuir dependendo da faixa de números de Froude em utilização, que a influência da superfície livre sobre as características dos hidrofólios diminui com o aumento da profundidade de imersão e que hidrofólios de grande aspect ratio sofrem menos influência da superfície livre, que hidrofólios de baixo aspect ratio / Abstract: The linearized three-dimensional theory for a flat hydrofoil operating below a free surface is obtained. By satisfying the free surface boundary condition, boundary conditions on the foil and its wake and the radiation condition, a general expression for the velocity potencial is deduced. This expression is valid for any geometry, Froude number and depth of submergence in steady motion. After various mathematical manipulations, a suitable expression for the numerical calculation of delta hydrofoils performance is obtained. The numerical treatment is made using the collocation lifting surface tecnique, where the hydrofoil is replaced by a doublet distribution, both in chordwise and spanwise directions. The numerical integration is carry out using the Formula of arbitrary integrations limits, except the second order singularity in the aerodynamic term, treated by the Lagrangian interpolating polinomials. Several operational conditions are analized, discussed and compared with theoretical and experimental available work. It is found that the lift and induced drag for delta hydrafoils increase or decrease depending on the range of utilization Fraude number, and that the influence of the free surface over the hydrofoil characteristics decrease with increase the depth of submergence. For large aspect ratio hydrofoils the influence of free surface is less than for small aspect ratio hydrofoils / Mestrado / Mestre em Engenharia Mecânica

A separação de estágios está entre os eventos mais críticos nas missões de foguetes, pois podem ocorrer graves problemas na sua execução. O objetivo deste trabalho é a análise dos esforços envolvidos e do movimento dos corpos durante a separação, incluindo comparações entre os possíveis métodos de execução. Isso foi realizado, primeiramente, através de pesquisa bibliográfica e organização das informações e, posteriormente, com modelamento matemático, previsões analiticas simplificadas, elaboração de um programa de computador para simulações mais realistas, execução das simulações, análise e síntese dos resultados em geral. Sugestões específicas para foguetes brasileiros são fornecidas, mas o procedimento da análise é geral e útil para outros veículos.

Este trabalho refere-se às considerações gerais sobre o cálculo numérico de trajetórias bidimensionais de um veículo lançador de satélites, multicorpo, em que quatro propulsores auxiliares (boosters), constituintes do primeiro estágio, são enfeixados em torno de um corpo central, o segundo estágio, cuja configuração é denominada &quot;STRAP-ON&quot;. Os demais estágios, contituintes do corpo central, estão dispostos em tandem, como foguetes. São introduzidas transformações nas equações de movimento usuais a fim de possibilitar a inclusão de um tipo de perturbação caracterizada por desalinhamentos angulares e de assimetrias provenientes de imprecisões de fabricação e de montagens de conjuntos de cada corpo do primeiro estágio. Vantagens surgiram com essas transformações, pois permitem facilitar a maneira de se considerar o sistema de forças sobre cada propulsor bem como discutir problemas outros associados com a simulação de trajetórias com essa configuração. Foram considerados Terra plana e irrotacional, gravidade constante, e inclusão de termos devidos ao amortecimento do jato. O quatérnion foi utilizado para obtenção das coordenadas da atitude angular do veículo, com significante diminuição no tempo de computador. Um programa de computador foi escrito em FORTRAN, em que o sistema de equações diferenciais é integrado pelo método numérico devido a Runge-Kutta-Verner (RKV56) utilizado pela sub-rotina DVERK da IMSLib (International Mathematical and Statistical Library) e implementada no sistema Cyber 170/750 da Control Data Corporation. Resultados obtidos de simulações indicaram a significância da inclusão desses desalinhamentos e assimetrias no modelo do veículo na configuração &quot;strap-on&quot;, particularmente para a determinação da capacidade do sistema de controle e para visar a um melhor desempenho do veículo quando for possível estimar a magnitude dessas anomalias.

O estudo da qualidade de vôo de uma aeronave envolve a interação entre a mesma e o piloto que irá operá-la. No presente trabalho, um modelo matemático do piloto humano é utilizado no estudo dessa interação. Desta forma, as equações que regem a dinâmica da aeronave são tratadas conjuntamente com as equações que modelam as ações de controle do piloto, e o sistema é analisado em malha fechada. Os resultados desta análise fornecem uma medida do desempenho do sistema avião/piloto, e são relacionados com a opinião do piloto no que concerne à qualidade de vôo. O modelo para o piloto, baseado nas teorias de otimização e estimação, é utilizado para analisar a influência de alguns parâmetros da aeronave na qualidade de vôo da mesma. Analisa-se em particular o movimento longitudinal na condição de aproximação para o pouso. A comparação dos resultados teóricos, obtidos com o modelo, com resultados de ensaio em vôo indicam a técnica aqui apresentada como instrumento eficiente a ser utilizado na fase de projeto de aeronaves.

Neste trabalho é apresentado um estudo do algoritmo dos Múltiplos Tiros para solução do problema de valor de contorno em dois pontos que surge da aplicação do Princípio de Mínimo de Pontryagin para guiagem ótima de veículos aeroespaciais. É feita uma descrição do método e é proposta uma modoficação no sentido de aumentar a sua velocidade e robustez, tornando-o mais adequado para uso em tempo real. É feita, através de simulação digital, uma avaliação do método modificado para a guiagem em malha fechada e em tempo real de um míssil solo-ar.

Os aspectos básicos da aplicação do Método das Singularidades ao escoamento transônico são analisados, através da resolução da equação transônica de pequenas perturbações em regime permanente bidimensional. A extensão desse método ao domínio transônico, intrinsecamente não-linear, é possível através da distribuição de singularidades no escoamento, limitadas às regiões onde os efeitos de compressibilidades no escoamento, limitadas às regiões onde os efeitos de compressibilidade são relevantes, e cujas intensidades são determinadas através de um processo iterativo. Para casos supercríticos, ondas-de-choque são evidenciadas com a introdução de conceitos providos dos métodos de diferenças-finitas, especialmente o conceito de viscosidade artificial. Analisam-se então sua forma de ação e compatibilidade com o Método das Singularidades estendidas ao campo. Os resultados do método descrito são apresentados para o escoamento sobre um perfil parabólico fino, nos casos sub e supercrítico, com ou sem sustentação, e comparados com os resultados de outros métodos e experimentais, inclusive no tocante a coeficientes de sustentação e de arrasto de pressão.

Este trabalho descreve um modelo matemático, baseado na técnica de parâmetros concentrados, para resolver as equações básicas da continuidade, da energia e da quantidade de movimento, e sua aplicação no circuito aerodinâmico de um túnel de vento transônico, movido por um compressor principal e com eventual uso adicional de injeção, em regime transiente. As variáveis do sistema de equações são a densidade, a energia interna e o fluxo de massa. O modelo é construído de maneira que permite implementar os principais sistemas de controle da pressão de estagnação, temperatura de estagnação e número de Mach relativos às condições na seção de testes e o sistema de injeção. Esses sistemas são discretizados a partir do método de diferenças finitas para acoplamento com o modelo aplicado ao circuito aerodinâmico do túnel. O modelo é utilizado na investigação dos fenômenos transientes, como comportamento do túnel às solicitações dos controles e sua estabilidade de operação. O modelo foi testado para o túnel AWT (Altitud Wind Tunnel da NASA, Lewis), com o objetivo de validação do modelo desenvolvido no presente trabalho. Finalmente, foi feita análise do túnel transônico do CTA (TTCTA) com seus principais sistemas de controle implementados, inclusive o uso da injeção.