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Estudo da interferência aerodinâmica através do método das singularidades

Luis Carlos de Castro Santos 00 December 2001 (has links)
O presente trabalho apresenta um estudo da aplicação, à problemas de Interferência Aerodinâmica do tipo Asa-Fuselagem, do Método das Singularidades. O método descrito se propõe a avaliar as características aerodinâmicas de configurações complexas através da superposição das partes isoladas que as compõem, incluindo de maneira intrínseca o efeito de interferência. As partes são discretizadas independentemente, e através do estabelecimento do potencial interno do conjunto de corpos interpenetrados, obtém-se a distribuição de pressão da configuração completa já computados os efeitos de interferência. São apresentados resultados da aplicação do método em problemas bidimensionais, inicialmente à configurações simples para a validação da técnica e em seguida, os resultados da aplicação à problemas descritos pela Teoria dos Corpos Esbeltos, determinando-se os fatores de interferência Kw(b), K b(w) para configurações planares. São analisados extensões do método com propósito de projeto.
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Escoamentos incompressiveis ao redor de corpos totalmente submersos : analise de arrasto e sustentação : (uma aplicação para dirigiveis)

Schiozer, Dayr, 1936- 20 July 2018 (has links)
Tese (livre-docencia) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia de Limeira / Made available in DSpace on 2018-07-20T02:28:36Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Schiozer_Dayr_LD.pdf: 3172213 bytes, checksum: a2fb9eaeac34de71f3c9e26199b587b6 (MD5) Previous issue date: 1985 / Resumo: Este trabalho tem como objetivo estabelecer diretrizes para o projeto de dirigíveis, no que diz respeito ã influência da forma na resistência ao arrasto. É também feita uma indicação sobre as possibilidades de exploração da sustentação dinâmica no projeto. Acreditando muito que ao dirigível está reservado um importante papel no transporte de passageiros e carga, no capítulo 1, apresentamos breves considerações sobre as áreas de conhecimento, que devem ser entrelaçadas na pesquisa e desenvolvimento de veículos: escoamentos e técnicas de otimização para sistemas de transporte. No capítulo 2, procuramos esclarecer os nossos objetivos mostrando as limitações deste trabalho. Assim, apresentando a multiplicidade de critérios que norteiam a escolha da forma - aerodinâmica, estrutura e arranjo, principalmente - introduzimos o dirigível, comparando-o, sob alguns aspectos, a helicópteros e aviões. Finalmente, foram bem frisadas as limitações e os objetivos: não tratamos de análise de sistema de transporte e, sequer, do estabelecimento de critério geral para projeto de veículo; tratamos, única e exclusivamente, da análise de relação entre forma e resistência de arrasto, para corpos axissimétricos com indicações genéricas sobre sustentação dinâmica. Os objetivos ficaram claros: 19) Busca da geometria ótima no que concerne a arrasto, 29) Penalidades impostas no arrasto, quando se foge do ponto ótimo; 39) Análise e indicação dos aspectos que relacionam sustentação à forma. No capítulo 3, expõe-se a situação do problema, sob dois aspectos. Na primeira parte, procuramos apresentar as razoes da estagnação de pesquisa e desenvolvimento de dirigíveis durante quase meio século. A seguir, situamos o problema no que diz respeito a estudos que relacionem arrasto e sustentação ã forma: escassos, não sistemáticos e pouco confiáveis. As dificuldades de ensaios, sob semelhança dinâmica, nos indicam adotar os bons resultados obtidos com uma série sistemática de corpos de revolução, ensaiados para utilização em projetos submarinos: a serie 58. No capítulo 4, estabelece-se o processo de analise. O critério e o valor mínimo do arrasto específico por unidade de volume. O modelo matemático cria uma função objetivo; a busca é feita, com técnicas de otimização não lineares, para diversos pares de valores volume de velocidade, fixando o meio numa dada altitude e variando a geometria; também consideramos a posição da secção de área máxima, assim como os raios da curvatura da proa e da popa. Para a sustentação, a análise não é sistemática e se resume apenas num caso estudo. Os resultados são apresentados no capítulo 5, discutidos no capítulo 6 e as conclusões expostas no 7 .Nestes , fica evidenciado que: a) o valor ótimo da geometria independe de volume, de velocidade e de altitude; b) tal valor corresponde a um coeficiente prismático de 0,60 e um índice de esbeltez de 7,4; c) as penalidades em arrasto são pequenas, quando nos distanciamos, não muito, da geometria ótima, em decorrência do achatamento da função objetivo; d) características aerodinâmicas de arrasto podem ser sacrificadas, se houver exigências rigorosas de aspectos de manobra e de outras estruturais; c) a sustentação dinâmica, conseguida por vôo não axial, não e vantajosa no aspecto consumo de combustível; f) a resposta final de viabilidade econômica de sustentação dinâmica só pode ser dada após estudos que englobem todos os custos; g) é necessário analise de geometria não axissimetricas / Abstract: The purpose of this work is to establish the frameworks for airship design, concerning the relations between shape and drag. It also indicates the possibilites in exploring lift actions as design condition. We strongly believe that in the near future, the airship will be in full operation for cargo and passenger transportation. Then, in chapter I we introduce brief considerations about the fields which must be connected with the research and development of vehicles: fluid flows and optimization techniques for transportation systems. In chapter 2, we show a clear picture of our purpose, presenting restricting our work to a well defined area. Therefore, the multiplicity of criteria which govern the choice of shape - fluid dynamics, structure and general arrangement, mainly - we introduce the airship compared, in some aspects, to airplanes and helicopters. Finally we set forth the restrictions and our purposes: we will not analyse transportation systems and, even less, we will try to establish general criteria for unit vehicle design; we are restricted to the analysis of the connections between shape and drag for streamlined bodies of revolution, with additional surveys on lifting considerations. The purpose was clear: 1st: search on shape concerning drag aspects; 2nd: penalt1es on drag when the shape goes away from the optimum; 3rd: analysis and indication of relations between shape and lift. In chapter 3, we show the state of the art for the problem, in two aspects. The first one indicates the reasons why airship development was so inactive throughout almost half a century. The second shows the situation of research on drag and lift for streamlined bodies: scarces, not systematic and doubtful. The natural difficulties on testing under dynamic similarity conditions, suggest us to use model the results obtained on tests with a systematic series of streamlined bodies of revolution applied to the design of high speed submarines: Série 58. In chapter 4, we settle the method of analysis. The criterion is to find the best shape for minimum drag value, on the basis of equal displacement volume. We established the objective function; the search is developed using non linear optimization techniques; for several pairs volume - speed and fixed static fluid conditions, the shape is analysed through the variation of fineness ratio and prismatic coefficient; we also considered position of maximum area section as well as tai 1 and nose radius. For lift considerations the analysis is not systematic. The results are presented in chapter 5, discussed in chapter 6 and conclusions are established in chapter 7. Then, it is possible to point out that: a) The optimum shape is independent of volume, speed and altitude; b) the optimum corresponds to a prismatic coefficient close to 0,.60 and a fineness ratio around 7,4; c) the penalties on drag are small when the shape goes not so far away from the optimum, as a consequence of the flatten shape of the objective function; d) the aerodynamic considerations of drag can be sacrified if there are stronger reasons concerning structure and maneuvering; e) the lift that results from non axial flight is not advantageous in respect to fuel consumption; f) final answers about economical aspects of the lift under non axial flights can be stated only when complete analysis is conducted based on general economic criterion; g) it is necessary to keep doing some research on non symmetrical shapes / Tese (livre-docencia) - Univer / Livre Docente em Engenharia Mecânica
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Estudo de modelos quase-lineares baseados na teoria de vórtices para o cálculo de velocidades induzidas em rotores de helicóptero em vôo com simetria axial

Donizeti de Andrade 01 January 1987 (has links)
Entre os diversos aspectos aerodinâmicos de interesse para aplicação em asas rotativas, no presente trabalho são estados e implementados numericamente os modelos quase-lineares para o cálculo de velocidades induzidas, através da Teoria de Vórtices, em rotores de helicópteros em vôo com simetria axial. Estes modelos foram propostos por Vozhdayev em "Theory of the Lifting Airscrew". Inicialmente faz-se uma caracterização do ambiente aerodinâmico em rotores de helicóptero, sendo apresentadas as teorias que estudam o assunto. São apresentados e discutidos os métodos de modelamento da esteira de vórtices sob o rotor em vôo pairado, para fins dos cálculos de carregamentos aerodinâmicos e previsão de desempenho. A seguir são apresentados os modelos da Teoria da Linha de Sustentação, da Teoria do Disco e da Teoria da Superfície de Sustentação para o estudo do rotor de helicóptero em vôo axial. Os modelos utilizam esteira helicoidal de vórtices, prescrita e sem contração, sendo a velocidade média de deslocamento dos vórtices livres na esteira calculada pela Teoria da Quantidade de Movimento. O cálculo das velocidades induzidas nas pás do rotor é feito por meio da Lei de Biot-Savart. São apresentados e analisados os resultados da implementação numérica dos referidos modelos para as previsões de carregamento aerodinâmico e desempenho de rotores em vôo pairado. Finalmente, é discutido o emprego da Teoria de Vórtices em modelos teóricos nos quais a esteira desempenha papel importante (como é o caso do helicóptero em vôo pairado), são ressaltadas as limitações dos modelos e dos resultados aqui apresentados, estabelecidas conclusões gerais e apontadas sugestões para futuros trabalhos.
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Estudo sobre estabilidade aeroelastica usando o modelo aerodinâmico de 4 graus de liberdade por estação

Luis Henrique Medici Colus 01 January 1994 (has links)
O problema de estabilidade aeroelastica para superficies sustentadoras com quatro graus de liberdade por estacao e estudado utilizando-se o modelamento aerodinamico desenvolvido por TheodorsenEste modelo e aplicado a exemplos de superficies sustentadoras a partir da teoria de faixas. Para a determinacao da velocidade de instabilidade aeroelastica e feito um modelamento matematico do problema. Uma vez de posse da funcao de Theodorsen C(k), calculam-seas expressoes das forcas e momentos aerodinamicos, baseados na teoria potencial nao-estacionaria, expressas em termos de coeficientes de influencia aerodinamicos. O metodo utilizado para a resolucao do problema aeroelastico e o metodo k. Neste metodo, o ponto de instabilidade aeroelastica e obtido quando, para um determinado valor de frequencia reduzida K(r), o amortecimento torna-se nulo. Para validacao do programa sao calculados tres exemplos retirados da bibliografia classica. Faz-se tambem uma aplicacao a um modelo de asa de uma aeronave real contendo os quatro graus de liberdade.
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Simulação numérica do escoamento em torno de um perfil aerodinâmico

Villar Ale, Jorge Antonio January 1990 (has links)
O presente trabalho tem por finalidade determinar numericamente o campo de escoamento potencial bidimensional num perfil aerodinâmico para diferentes ângulos de ataque visando a posterior avaliação das características aerodinâmicas de aerofólios para sua aplicação no projeto de pás de turbinas eólicas. O modelo empregado baseia-se na teoria de escoamento passante (Through-flow theory), sendo utilizadas as equações que definem o escoamento numa superfície de corrente entre pás (blade to blade). Na solução numérica é aplicado um método implícito de diferenças finitas determinando-se os valores da função corrente de todo o domínio. Num procedimento iterativo a solução do problema converge para valores satisfatórios. A distribuição de velocidades no domínio é obtido por diferenciação numérica da função corrente. Posteriormente. a distribuição de pressão ao longo da corda do aerofólio é obtida e comparada com dados experimentais da referência consultada. Os resultados obtidos apresentam uma boa concordância com os dados experimentais até próximo do ângulo de ataque critico do perfil (Estol). Divergências da distribuição de pressão são detectadas na região da borda de ataque quando comparadas com os resultados experimentais, sendo isso atribuído à baixa densidade da malha. O modelo potencial não é adequado para ângulos que excedem o ângulo de ataque critico (Estol), já que o campo de escoamento próximo da superfície é afetado adversamente pela viscosidade.
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Simulação numérica do escoamento em torno de um perfil aerodinâmico

Villar Ale, Jorge Antonio January 1990 (has links)
O presente trabalho tem por finalidade determinar numericamente o campo de escoamento potencial bidimensional num perfil aerodinâmico para diferentes ângulos de ataque visando a posterior avaliação das características aerodinâmicas de aerofólios para sua aplicação no projeto de pás de turbinas eólicas. O modelo empregado baseia-se na teoria de escoamento passante (Through-flow theory), sendo utilizadas as equações que definem o escoamento numa superfície de corrente entre pás (blade to blade). Na solução numérica é aplicado um método implícito de diferenças finitas determinando-se os valores da função corrente de todo o domínio. Num procedimento iterativo a solução do problema converge para valores satisfatórios. A distribuição de velocidades no domínio é obtido por diferenciação numérica da função corrente. Posteriormente. a distribuição de pressão ao longo da corda do aerofólio é obtida e comparada com dados experimentais da referência consultada. Os resultados obtidos apresentam uma boa concordância com os dados experimentais até próximo do ângulo de ataque critico do perfil (Estol). Divergências da distribuição de pressão são detectadas na região da borda de ataque quando comparadas com os resultados experimentais, sendo isso atribuído à baixa densidade da malha. O modelo potencial não é adequado para ângulos que excedem o ângulo de ataque critico (Estol), já que o campo de escoamento próximo da superfície é afetado adversamente pela viscosidade.
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Simulação numérica do escoamento ao redor de um veículo lançador de satélites do tipo Air-Launch / Numerical simulation of the flow around an Air Launch vehicle

Vilanova, Cristiano Queiroz 25 July 2013 (has links)
Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2013. / Submitted by Albânia Cézar de Melo (albania@bce.unb.br) on 2013-11-28T14:22:52Z No. of bitstreams: 1 2013_CristianoQueirozVilanova.pdf: 7384349 bytes, checksum: e65c99434b7157885c16ed02241c7322 (MD5) / Approved for entry into archive by Guimaraes Jacqueline(jacqueline.guimaraes@bce.unb.br) on 2014-02-07T11:28:14Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2013_CristianoQueirozVilanova.pdf: 7384349 bytes, checksum: e65c99434b7157885c16ed02241c7322 (MD5) / Made available in DSpace on 2014-02-07T11:28:14Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2013_CristianoQueirozVilanova.pdf: 7384349 bytes, checksum: e65c99434b7157885c16ed02241c7322 (MD5) / A utilização de uma aeronave de carreira em substituição ao primeiro estágio de um veículo lançador pode reduzir os custos de uma operação de lançamento, assim como mitigar vários dos riscos e das limitações associadas aos lançamentos de foguetes convencionais a partir do solo, aumentando a confiabilidade e popularizando o acesso ao serviço de lançamento. A natureza do escoamento aerodinâmico de veículos lançadores do tipo Air-Launch difere da de foguetes lançados de modo convencional, a partir do solo, de pela necessidade da realização de uma manobra com um alto ângulo de ataque para retirá-lo de uma trajetória horizontal e passa-lo para uma trajetória próxima da vertical. O objetivo deste trabalho é compreender melhor as especifidades inerentes do voo atmosférico dessa classe de veículos lançadores, propondo uma trajetória otimizada para o voo do primeiro estágio, a partir de uma prévia caracterização das principais propriedades aerodinâmicas, para um determinado veículo lançador. As características relevantes para o entendimento da natureza do escoamento foram obtidas em duas etapas diferentes. Primeiro o problema foi resolvido com o auxílio de um código computacional próprio escrito em FORTRAN, que utiliza a metodologia proposta por Roe para resolver o problema da descontinuidade das propriedades físicas decorrentes da presença de ondas de choque no domínio computacional. Depois o mesmo problema foi resolvido em um código computacional comercial o ANSYS CFX 14.0, que utiliza o método dos volumes finitos. A correta operação do algoritmo computacional foi atestada, por meio de uma validação, resolvendo-se o problema do escoamento supersônico ao redor de um cone segundo as duas metodologias e comparando-se os resultados com os disponíveis na literatura. Os resultados obtidos pelas metodologias propostas neste trabalho mostraram-se satisfatórios. Os coeficientes de sustentação e arrasto e, ainda, os campos de velocidade e de pressão, foram obtidos para todo o envelope de voo do primeiro estágio do veículo lançador. Uma proposta de trajetória ótima para o voo do primeiro estágio do veículo lançador também foi proposta. ______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The use of a career aircraft to replace the first stage of a launch vehicle can reduce the cost of launching operation, and mitigate various risks and limitations associated with conventional rocket launches from the ground, increasing reliability and popularizing access to the launch service. The nature of an Air-Launch vehicle aerodynamic flow differs from the conventional one, from the ground, by the need to perform a maneuver with a high angle of attack to remove it from a horizontal trajectory and passes it to a vertical trajectory. The goal of this work is to better understand the specificities inherent in the atmospheric flight of this class of launch vehicles, proposing an optimal trajectory for the flight of the first stage, from a previous characterization of the main aerodynamic properties for a given launch vehicle. The characteristics relevant to understanding the nature of flow were obtained on two different ways. First the problem was solved with the aid of an own computer code written in FORTRAN, which uses the methodology proposed by Roe to solve the problem of discontinuity of physical properties due to the presence of shock waves in the computational domain. Then the same problem was solved in a commercial computer code ANSYS CFX 14.0, which uses the finite volume method. The correct operation of the computational algorithm was attested by means of a validation, by solving the problem of the supersonic flow around a cone according to the two methodologies and comparing the results with those available in literature. The results obtained by the methods proposed in this study were satisfactory. The coefficients of lift and drag, and also the velocity fields and pressure were obtained for the entire flight envelope of the first stage of the launch vehicle. A proposal for optimal trajectory for the flight of the first stage of the launch vehicle was also proposed.
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Simulação numérica do escoamento em torno de um perfil aerodinâmico

Villar Ale, Jorge Antonio January 1990 (has links)
O presente trabalho tem por finalidade determinar numericamente o campo de escoamento potencial bidimensional num perfil aerodinâmico para diferentes ângulos de ataque visando a posterior avaliação das características aerodinâmicas de aerofólios para sua aplicação no projeto de pás de turbinas eólicas. O modelo empregado baseia-se na teoria de escoamento passante (Through-flow theory), sendo utilizadas as equações que definem o escoamento numa superfície de corrente entre pás (blade to blade). Na solução numérica é aplicado um método implícito de diferenças finitas determinando-se os valores da função corrente de todo o domínio. Num procedimento iterativo a solução do problema converge para valores satisfatórios. A distribuição de velocidades no domínio é obtido por diferenciação numérica da função corrente. Posteriormente. a distribuição de pressão ao longo da corda do aerofólio é obtida e comparada com dados experimentais da referência consultada. Os resultados obtidos apresentam uma boa concordância com os dados experimentais até próximo do ângulo de ataque critico do perfil (Estol). Divergências da distribuição de pressão são detectadas na região da borda de ataque quando comparadas com os resultados experimentais, sendo isso atribuído à baixa densidade da malha. O modelo potencial não é adequado para ângulos que excedem o ângulo de ataque critico (Estol), já que o campo de escoamento próximo da superfície é afetado adversamente pela viscosidade.
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Análise do desempenho de um míssil com seis graus de liberdade usando navegação proporcional perseguindo um alvo manobrável

Iara Braz Cecin 01 July 1989 (has links)
Um míssil Superfície-Ar é considerado como um corpo rígido com seis graus de liberdade utilizando a Lei de Navegação Proporcional Tridimensional para interceptar o alvo, que realiza manobras de evasiva. A análise do desempenho do míssil ao perseguir um alvo manobrável é realizada em função dos envelopes de lançamento deste, a uma determinada condição de engajamento míssil-alvo. São proposto dois conjuntos de ganhos escalonados no tempo, um para a Lei de Navegação Proporcional Tridimencional e outro para o comando de atuação em arfagem e guinada. Como ferramenta, desenvolveu-se um programa escrito em linguagem Pascal, que simula a trajetória de interceptação a partir de condições iniciais de ataque estabelecidas. Através de muitas simulações, em que considerou-se várias famílias de trajetórias, foram testados os conjuntos de ganhos escalonados no tempo econsidera-se satisfatório se o desempenho não se altera para uma variação de mais ou menos 10% nos parâmetros aerobalísticos do míssil.
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Método integral aplicado ao cálculo do ponto de separação e pressão de base de cunhas inclinadas em escoamento supersônico

Dalton Vinicius Kozak 01 September 1992 (has links)
Neste trabalho é analisado o escoamento supersônico em torno de uma cunha inclinada com separação da camada limite. A posição do ponto de separação e a pressão na base da cunha são calculados. Para o cálculo do escoamento viscoso é utilizado um método integral na forma inicialmente proposta por Lees E Reeves, onde as soluções da camada limite e do escoamento externo isentrópico são obtidas simultaneamente, que é o procedimento adequado a ser seguido em se tratando de escoamento onde existe interação não viscosa-viscosa. Este trabalho tem como motivação um problema típico de foguetes ou mísseis propulsados em regime de vôo supersônico com o jato propulsivo subexpandido. Em tal situação, a camada limite na região próxima à base do veículo pode descolar devido a deflexãodo escoamento causada pela expansão do jato, e esta região descolada pode ser bastante extensa, especialmente no caso laminar, diminuindo a eficiência das empenas localizadas na base. Isto ocorrendo, a estabilidade do veículo pode ser seriamente afetada, além de eventuais problemas térmicos que podem surgir como decorrência da recirculação dos gases quentes provenientes do motor. O escoamento supersônico em torno da cunha com ângulo de ataque representa um problema bi-dimensional semelhante, porém é de menor complexidade para análise tanto teórica como experimental, e por esta razão é adequado para a preparação de um modelo teórico visando o estudo desta classe de escoamento. Um programa de computador baseado na metodologia integral foi desenvolvido, e a partir dele resultados teóricos foram obtidos para o escoamento supersônico em torno de placas planas e cunhas inclinadas. Apesar da não disponibilidade de cálculos realizados neste trabalho, o modelamento integral utilizado parece reter as principais características qualitativas deste tipo de escoamento.

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