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.

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.

Nas configurações de aeronaves que possuem sistemas propulsivos com hélices "pusher", o motor e a estrutura de fixação do mesmo encontram-se à frente da hélice. A presença desses componentes provocará o aparecimento de perturbações no escoamento incidente sobre o plano da hélice. Além de diminuir o rendimento do grupo motopropulsor, essas perturbações podem afetar, de alguma maneira, as características da estabilidade em "whirl-flutter" do sistema dinâmico formado pelo conjunto motor-hélice. Neste trabalho objetivamos o desenvolvimento e implementação computacional de uma formulação teória qu incluisse um campo de velocidades perturbadas nas equações de movimento do conjunto motor-hélice. Adotando a teoria aerodinâmica de faixas para o cálculo dos esforços aerodinâmicos produzidos pela hélica, chegamos a um sistema de equações diferenciais lineares periódicos. Utilizando a teoria de Floquet-Liapunov para o estudo da estabilidade de sistemas lineares desse tipo, pudemos quantificar o efeito das perturbaçoes sobre as fronteiras em "whirl-flutter" de um sistema propulsivo com hélices "pusher".

O whirl flutter é um fenômeno aeroelástico característico de aeronaves com motores a hélice. Trata-se da instabilidade do movimento de precessão da hélice devido ao acoplamento dos deslocamentos de arfagem e guinada em conjunto com a atuação das forças aerodinâmicas, que alimentam as oscilações do sistema. Inicialmente, o presente trabalho busca entender este mecanismo de flutter através de uma revisão bibliográfica e da obtenção das equações de movimento para um sistema simples com dois graus de liberdade. A seguir, apresenta-se uma metodologia para os cálculos de whirl flutter com o uso do software comercial MSC/NASTRAN. O processo é aplicado ao estudo de caso de uma aeronave bimotora de pequeno porte, utilizando um modelo de elementos finitos para a estrutura de fixação do motor. A introdução dos efeitos giroscópicos e aerodinâmicos da hélice é proporcionada por um pré-processador externo, que também tem o seu funcionamento apresentado. As respostas do NASTRAN para o estudo de caso são então comparadas aos resultados de um programa específico para o cálculo de whirl flutter.

O intuito do trabalho é o estudo e desenvolvimento de um modelo de elementos finitos aplicado às placas finas de pequena curvatura, para análise de estabilidade sob regime supersônico. A teoria aerodinâmica estática linearizada e o funcional de Hellinger-Reisser são usados e os resultados comparados com outros existentes. Pretende-se, assim, o aperfeiçoamento do conhecimento no ramo de aeroelasticidade de placas finas, de pequena curvatura, expostas a regime supersônico.

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.

FONSECA, M. R. Influência do ângulo de Pitch no desempenho de um aerogerador de pequeno porte projetado com o perfil aerodinâmico NREL S809. 2012. 77 f. Dissertação (Mestrado em Engenharia Mecânica) - Centro de Tecnologia, Universidade Federal do Ceará, Fortaleza, 2012. / Submitted by Marlene Sousa (mmarlene@ufc.br) on 2013-06-18T12:50:04Z No. of bitstreams: 1 2012_dis_mrfonseca.pdf: 4176297 bytes, checksum: 16eab0cb89dbf0623ebafddad0faecb4 (MD5) / Approved for entry into archive by Marlene Sousa(mmarlene@ufc.br) on 2013-06-18T14:39:56Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2012_dis_mrfonseca.pdf: 4176297 bytes, checksum: 16eab0cb89dbf0623ebafddad0faecb4 (MD5) / Made available in DSpace on 2013-06-18T14:39:56Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2012_dis_mrfonseca.pdf: 4176297 bytes, checksum: 16eab0cb89dbf0623ebafddad0faecb4 (MD5) Previous issue date: 2012-09-26 / O controle do ângulo pitch é uma técnica amplamente usada para controlar a resposta aerodinâmica de um aerogerador de eixo horizontal (HAWT). Embora o controle do pitch seja encontrado quase que exclusivamente em grandes HAWTs, sua utilização para as pequenas não pode ser desconsiderada, apesar do fato de que os meios eletrônicos para essa função tendem a aumentar o custo do aerogerador. Este tipo de controle é de grande importância para evitar problemas estruturais ao aerogerador, causado pelas altas velocidades do vento, ou para configurar a taxa de velocidade de ponta da turbina para seu valor de projeto. Este trabalho tem o objetivo de promover um estudo comparativo da influência da variação do ângulo de pitch no desempenho de um aerogerador de pequeno porte, através de uma análise comparativa de dados experimentais. Uma pá de raio 1,5m com perfil aerodinâmico NREL S809 foi projetada a partir dos conceitos baseados na teoria do momento do elemento de pá (BEM), seguindo as premissas de operação em velocidade variável, e velocidade específica de projeto igual a 7. Os parâmetros geométricos de afilamento e torção foram definidos para construção da pá que foi usada na montagem de um protótipo experimental. O protótipo, juntamente com um sistema de aquisição de dados, foram utilizados em testes de campo com o intuito de se obter dados experimentais de operação em diferentes ângulos de pitch. Esses dados foram usados em uma análise estatística comparativa, baseada na análise de variância e no teste de médias, para avaliação do desempenho do aerogerador. Resultaram desta análise que: em intervalos de velocidade específica baixos não foram observadas diferenças no desempenho do aerogerador; enquanto que nos intervalos de velocidade específica mais próximos ao de projeto houve uma diferença estatisticamente significativa entre médias, o que significa do ponto de vista físico, que a variação no ângulo de pitch afeta o desempenho do aerogerador. Observou-se ainda que o coeficiente de potência para operação em ângulo de pitch de 30,1°, mostrou-se maior a baixos valores de velocidade específica, o que demonstra a necessidade de um mecanismo de controle de pitch para operação a velocidades de vento e de rotações mais baixas.

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.