O modelo de avaliação da camada limite dinâmica e térmica foi implementado, no presente trabalho, em um código numérico para o cálculo do coeficiente de transferência de calor convectivo sobre aerofólios de uso aeronáutico com formação de gelo. Foram considerados, no modelo da camada limite turbulenta, os efeitos da rugosidade equivalente do grão de areia ks, e transição entre o regime laminar e turbulento foi avaliada por dois modelos, um abrupto e um suave. Para a transição suave foi utilizada uma função intermitência proposta por (ABU-GHANNAM; SHAW, 1980). O código desenvolvido neste trabalho foi acoplado aos módulos do código ONERA com o objetivo de simular as formas de gelo em aerofólios para diversas condições de escoamento do ar com conteúdo de água. As formas de gelo obtidas foram comparadas com dados experimentais de Shine Bond (1994) e com resultados de simulações dos códigos LEWICE, TRAJICE e ONERA (KIND, 2001). Os resultados das simulações do presente trabalho apresentaram boa semelhança com os resultados dos outros códigos. A simulação da previsão de formas de gelo do tipo Glaze, do presente trabalho e dos outros códigos, resultou em formas de gelo de espessura e volume menores que as formas experimentais. Foi verificado que uma previsão adequada do coeficiente de transferência de calor convectivo afeta a simulação das formas deste tipo de gelo. Um caso de Kind (2001) foi utilizado para avaliar os efeitos dos parâmetros da camada limite dinâmica e térmica na formação de gelo em aerofólios. Verificou-se que a posição do início da transição do regime laminar para o turbulento, o comprimento d a transição e o valor da rugosidade afetam a forma, a espessura e o volume do gelo, e que estes parâmetros podem ser utilizados para ajustes dos modelos de camada limite para melhores previsões de formas de gelo do tipo Glaze. / The model to evaluate the momentum and thermal boundary layer was implemented, in the present work, in a numerical module to calculate the convective heat transfer coecient over aeronautical airfoils with ice accretion. It was considered, in the turbulent boundary layer model, the eects of the equivalent sand grain roughness ks , and the laminar to turbulent transition was evaluated with two models, the abrupt and the smooth one. The smooth transition model used an intermittency function proposed by (ABU-GHANNAM; SHAW, 1980). The module developed in this work was integrated with the modules of the code ONERA in order to simulate the airfoil icing shapes for several air stream with water droplets condition. The ice shapes obtained was compared with experimental data of Shin e Bond (1994) and with simulation results for the codes LEWICE, TRAJICE e ONERA (KIND, 2001). The results of the simulations for the present work showed a good similarity with the other codes results. The Glaze icing shapes simulation, in the present work and in the other codes, resulted in icing shapes with thickness and volumes lesser than the experimental shapes. It was noted that a reasonable prediction of the convective heat transfer coecient aects the simulation of this type of ice shape. One case of Kind (2001) was used to evaluate the eects of the momentum and thermal boundary layer for the icing accreations in the airfoil. It was noted the onset position, the lenght of the laminar-turbulent transition, and the sand grain roughness value aects the icing shape, thickness and volume and this parameters might be used to adjust the boundary layer models in order to get better predictions of Glaze icing shapes.

Submitted by maria angelica Varella (angelica@sibi.ufrj.br) on 2018-03-07T14:08:08Z No. of bitstreams: 1 161226.pdf: 3282447 bytes, checksum: 74689f749d6d13c23561f78ee7c6aa4e (MD5) / Made available in DSpace on 2018-03-07T14:08:08Z (GMT). No. of bitstreams: 1 161226.pdf: 3282447 bytes, checksum: 74689f749d6d13c23561f78ee7c6aa4e (MD5) Previous issue date: 1984-11 / CNPq / CAPES / Apresenta-se uma revisão crítica das principais teorias de geração aerodinâmica de som e de diversas modelações para os termos fonte. São comentadas as principais propriedades do escoamento e do campo acústico de um jato turbulento. Mostra-se que o modelo de ruido próprio e de cisalhamento necessita, para obedecer ã conservação de energia, de interferência entre os dois tipos de ruido. A importância da coerência na radiação sonora é discutida, sendo levantadas evidências em favor da hipótese contrária. São examinadas as correlações da pressão sonora no campo afastado, que são modeladas de forma concisa. Mostra-se que os resultados experimentais corroboram a hipótese de que a turbulência comporta-se, enquanto fonte acústica, como uma distribuição de quadripolos laterais. / A critical review of the principal theories of aerodynamical generation of sound and of some expansions for the source terms is presented. The principal properties of the flow and sound fields of a turbulent jet are commented. It is shown that, to obbey energy conservation, the shear noise/self noise model requires interference between the two types of terms to occur. The importance of source coherence in the sound field is discussed, and some evidences against this hypothesis are raised. Far field sound pressure correlations are examined and modelled in a very simple form. It is shown that experimental results agree with the hypothesis that turbulence, as anacoustic source, is equivalent to a distribution of lateral qui drupoles.

O modelo de avaliação da camada limite dinâmica e térmica foi implementado, no presente trabalho, em um código numérico para o cálculo do coeficiente de transferência de calor convectivo sobre aerofólios de uso aeronáutico com formação de gelo. Foram considerados, no modelo da camada limite turbulenta, os efeitos da rugosidade equivalente do grão de areia ks, e transição entre o regime laminar e turbulento foi avaliada por dois modelos, um abrupto e um suave. Para a transição suave foi utilizada uma função intermitência proposta por (ABU-GHANNAM; SHAW, 1980). O código desenvolvido neste trabalho foi acoplado aos módulos do código ONERA com o objetivo de simular as formas de gelo em aerofólios para diversas condições de escoamento do ar com conteúdo de água. As formas de gelo obtidas foram comparadas com dados experimentais de Shine Bond (1994) e com resultados de simulações dos códigos LEWICE, TRAJICE e ONERA (KIND, 2001). Os resultados das simulações do presente trabalho apresentaram boa semelhança com os resultados dos outros códigos. A simulação da previsão de formas de gelo do tipo Glaze, do presente trabalho e dos outros códigos, resultou em formas de gelo de espessura e volume menores que as formas experimentais. Foi verificado que uma previsão adequada do coeficiente de transferência de calor convectivo afeta a simulação das formas deste tipo de gelo. Um caso de Kind (2001) foi utilizado para avaliar os efeitos dos parâmetros da camada limite dinâmica e térmica na formação de gelo em aerofólios. Verificou-se que a posição do início da transição do regime laminar para o turbulento, o comprimento d a transição e o valor da rugosidade afetam a forma, a espessura e o volume do gelo, e que estes parâmetros podem ser utilizados para ajustes dos modelos de camada limite para melhores previsões de formas de gelo do tipo Glaze. / The model to evaluate the momentum and thermal boundary layer was implemented, in the present work, in a numerical module to calculate the convective heat transfer coecient over aeronautical airfoils with ice accretion. It was considered, in the turbulent boundary layer model, the eects of the equivalent sand grain roughness ks , and the laminar to turbulent transition was evaluated with two models, the abrupt and the smooth one. The smooth transition model used an intermittency function proposed by (ABU-GHANNAM; SHAW, 1980). The module developed in this work was integrated with the modules of the code ONERA in order to simulate the airfoil icing shapes for several air stream with water droplets condition. The ice shapes obtained was compared with experimental data of Shin e Bond (1994) and with simulation results for the codes LEWICE, TRAJICE e ONERA (KIND, 2001). The results of the simulations for the present work showed a good similarity with the other codes results. The Glaze icing shapes simulation, in the present work and in the other codes, resulted in icing shapes with thickness and volumes lesser than the experimental shapes. It was noted that a reasonable prediction of the convective heat transfer coecient aects the simulation of this type of ice shape. One case of Kind (2001) was used to evaluate the eects of the momentum and thermal boundary layer for the icing accreations in the airfoil. It was noted the onset position, the lenght of the laminar-turbulent transition, and the sand grain roughness value aects the icing shape, thickness and volume and this parameters might be used to adjust the boundary layer models in order to get better predictions of Glaze icing shapes.

A crescente preocupação com a qualidade de vida nos centros urbanos aliada ao aumento da densidade demográfica nas regiões próximas de aeroportos tem chamado a atenção das autoridades de aviação civil para a poluição sonora provocada por aeronaves. Nesse contexto, os limites de ruído externo para homologação de aeronaves tornaram-se muito restritivos nos últimos anos, com o claro objetivo de confinar o ruído no interior dos aeroportos. Com a evolução tecnológica dos motores aeronáuticos, diminuir o ruído aerodinâmico gerado por trens de pouso e hipersustentadores tornou-se uma competência fundamental para manter a competitividade da aeronave no requisito ruído. Esse trabalho estuda o mecanismo de geração de ruído aerodinâmico pelo \"slat\" através de simulações numéricas nas seguintes condições de túnel de vento: número de Mach 0,1, número de Reynolds \'Aproximadamente\' 10\'POT.6\' e ângulos de ataque 4°, 6° e 8°. As estimativas de ruído foram comparadas com medições experimentais baseadas da técnica de beamforming, tendo sido observada diferença máxima de 2:5 dB no nível global de ruído. A variação de ruído com o ângulo de ataque foi superestimada em 0:8 dB pelas simulações. O recolamento da camada cisalhante foi identificado através dos contornos de flutuação de pressão na superfície do \"slat\" como a principal fonte de ruído do \"slat\". Para explicar a diminuição do ruído com o aumento do ângulo de ataque foi proposto que as flutuações na camada cisalhante seriam intensificadas através de realimentação de energia dos vórtices capturados pela zona de recirculação na cova. A existência desse mecanismo foi testada comparando os perfis de vorticidade na cúspide e bordo de fuga do \"slat\" e espectros ao longo da trajetória da camada cisalhante para os ângulos de ataque 4° e 8°. Embora o perfil inicial da camada cisalhante seja o mesmo nas duas condições, a esteira no bordo de fuga indica que maior parcela dos vórtices é capturada na condição 4°. Como consequência, as flutuações da camada cisalhante nas proximidades do recolamento são maiores nessa condição, consistente com os maiores níveis de ruído. / The growing concern about the life quality in urban centers coupled with increasing population density in near airports areas has drawn the attention of civil aviation authorities for aircraft noise pollution. In this context, external noise limits for approval of aircraft have become very restrictive in recent years, with the clear objective to confine aircraft noise inside airports. With the technological evolution of aircraft engines, reducing noise generated by aerodynamic landing gear and highlift devices have become a core competency to keep the aircraft competitive regarding noise requirements. This work studies the generation mechanism of aerodynamic noise by slats through numerical simulations in the following wind tunnel conditions: Mach number 0.1, Reynolds number \'Approximately\' 10\'POT.6\' and angles of attack 4°, 6° and 8°. The noise estimates were compared with experimental measurements based on beamforming technique, and it was observed the maximum difference of 2:5 dB in the overall noise level. The noise variation with angle of attack was over-estimated at 0.8 dB by the simulations. The reattachment of the shear layer was identified by the contours of pressure fluctuation on the surface of the slat as the key noise generation mechanism. To explain the noise reduction when the angle of attack is increased it has been proposed that fluctuations in the shear layer would be enhanced through feedback of energy captured by the vortex recirculation zone in the slat cove. The existence of this mechanism was tested by comparing the vorticity profiles at both the cusp and trailing edge, as well as velocity fluctuation spectra along the trajectory of the shear layer for angles of attack 4° and 8 degree. Although the initial profile of the shear layer is the same in both conditions, the wake at the trailing edge indicates that a higher percentage of the vortices is trapped in the recirculation for the condition 4°. Consequently, fluctuations in the shear layer near the reattachment are greater in this condition, which is consistent with the higher noise levels.

Muitos componentes de máquinas, equipamentos e meios de transporte podem ser representados na forma de corpos rombudos cujos deslocamentos em meio fluido podem gerar ruído. Nesse contexto, a tese tem como proposta o estudo da previsão numérica do ruído gerado oriundo do escoamento em torno de corpos rombudos. Como exemplo representativo de um corpo rombudo, o som gerado do escoamento ao redor de um cilindro é estudado. O escoamento em torno de um cilindro é considerado com esteira tridimensional e turbulenta na condição do regime subcrítico, que é caracterizado pela separação da camada limite no regime laminar. O escoamento em torno de um cilindro é obtido através da simulação numérica não-estacionária considerando domínio computacional tridimensional. Para lidar com a turbulência e a tridimensionalidade, o escoamento é resolvido utilizando a metodologia de simulação de grandes escalas (LES). O domínio computacional é discretizado pelo método de volumes finitos. O ruído é calculado separadamente utilizando a analogia de Ffwocs Williams & Hawkings (FW-H), cuja equação de onda tem como termo fonte a solução do escoamento fornecida pela simulação numérica. Na analogia de FW-H, a flutuação de pressão acústica é obtida no campo afastado assumindo um meio quiescente entre a região das fontes sonoras (campo próximo) e o local considerado para o cálculo do ruído. Devido ao alto custo computacional da simulação tridimensional (3D), as simulações numéricas foram realizadas com comprimento de envergadura do cilindro limitado, possibilitando considerar parte dos efeitos tridimensionais da esteira. No cálculo final do ruído, os métodos de correção acústica de Kato et al. (1993) e Seo & Moon (2007) são empregados de forma a equiparar a geração sonora obtida com cilindro de menor comprimento de envergadura ao respectivo ruído obtido experimentalmente com cilindro de maior comprimento. Esta tese contribuiu com uma investigação numérica da metodologia de cálculo de ruído utilizando a analogia de Ffwocs Williams & Hawkings para um escoamento tridimensional em torno de um cilindro considerando número de Reynolds elevado de Re = 90.000 e Re = 22.000. Os resultados mostram que a metodologia é capaz de prever o som no campo afastado nos casos simulados, visto que os espectros sonoros obtidos concordam com os respectivos dados experimentais. Além disso, os métodos de correção acústica de Kato et al. (1993) e Seo & Moon (2007) mostraram ser adequados para o cálculo do ruído adicional, que considera um cilindro de comprimento maior, porém são dependentes da correta estimativa do comprimento de coerência do escoamento ao longo da envergadura do cilindro. Por fim, o espectro sonoro obtido no campo afastado é função do resultado fornecido pela simulação numérica do escoamento, principalmente quanto à coerência entre as flutuações de pressão ao longo do comprimento de envergadura do cilindro e à amplitude de flutuação de força na direção da sustentação exercida na parede do cilindro. / Many components of machines, equipments and means of transport can be represented as a bluff body whose motion through a fluid can generate noise. In this context, this thesis is focused on the study of numerical prediction of noise generated by the flow around bluff bodies. As an example of bluff body, the sound generated from flow around a circular cylinder is studied. The flow over a circular cylinder is investigated by considering the wake as tridimensional and turbulent in the subcritical regime, which is characterized by a laminar boundary layer separation. The flow over a circular cylinder is obtained by time-dependent numerical simulation considering three-dimensional computational domain. In order to cope with turbulence and three-dimensionality, the flow is solved using the Large Eddy Simulation (LES) methodology. The computational domain is discretized by the finite volume method. The noise is calculated separately using the Ffwocs Williams & Hawkings (FW-H) analogy, whose wave equation has as a source term the flow solution provided by the numerical simulation. With regard to the FW-H analogy, the acoustic pressure fluctuation is obtained in the far-field by assuming a quiescent medium between the sound sources region (near-field) and the location considered for acoustic computation. Due to the high computational cost of three-dimensional (3D) simulation, the numerical simulations were conducted with a cylinder span length limited in size, which allows taking into account part of the wake three-dimensionality. Regarding the final acoustic computation, the acoustic correction methods of Kato et al. (1993) and Seo & Moon (2007) are used in order to match the sound obtained by the short cylinder span to the correspondent sound obtained experimentally for a long cylinder span. This thesis contributed to investigate numerically the computational method of applying the Ffwocs Williams & Hawkings analogy for solving the noise generated from a threedimensional flow over a circular cylinder with high Reynolds number, particularly, at Re = 90,000 and Re = 22,000. The results show that this computational method is able to predict the far-field sound for the simulated cases, since the noise spectra obtained are found to be in agreement with the corresponding experimental data. In addition, the acoustic correction method of Kato et al. (1993) and Seo & Moon (2007) provided good predictions with regard to the adding noise computation, however, its results are dependent on accurate estimation of the spanwise coherence length of the flow. Finally, the sound spectrum obtained in the far-field is tied to the flow behavior provided by the numerical simulation, especially regarding the coherence between the pressure fluctuations over the spanwise length of the cylinder and the lift force fluctuation amplitude exerted on the cylinder wall.

Muitos componentes de máquinas, equipamentos e meios de transporte podem ser representados na forma de corpos rombudos cujos deslocamentos em meio fluido podem gerar ruído. Nesse contexto, a tese tem como proposta o estudo da previsão numérica do ruído gerado oriundo do escoamento em torno de corpos rombudos. Como exemplo representativo de um corpo rombudo, o som gerado do escoamento ao redor de um cilindro é estudado. O escoamento em torno de um cilindro é considerado com esteira tridimensional e turbulenta na condição do regime subcrítico, que é caracterizado pela separação da camada limite no regime laminar. O escoamento em torno de um cilindro é obtido através da simulação numérica não-estacionária considerando domínio computacional tridimensional. Para lidar com a turbulência e a tridimensionalidade, o escoamento é resolvido utilizando a metodologia de simulação de grandes escalas (LES). O domínio computacional é discretizado pelo método de volumes finitos. O ruído é calculado separadamente utilizando a analogia de Ffwocs Williams & Hawkings (FW-H), cuja equação de onda tem como termo fonte a solução do escoamento fornecida pela simulação numérica. Na analogia de FW-H, a flutuação de pressão acústica é obtida no campo afastado assumindo um meio quiescente entre a região das fontes sonoras (campo próximo) e o local considerado para o cálculo do ruído. Devido ao alto custo computacional da simulação tridimensional (3D), as simulações numéricas foram realizadas com comprimento de envergadura do cilindro limitado, possibilitando considerar parte dos efeitos tridimensionais da esteira. No cálculo final do ruído, os métodos de correção acústica de Kato et al. (1993) e Seo & Moon (2007) são empregados de forma a equiparar a geração sonora obtida com cilindro de menor comprimento de envergadura ao respectivo ruído obtido experimentalmente com cilindro de maior comprimento. Esta tese contribuiu com uma investigação numérica da metodologia de cálculo de ruído utilizando a analogia de Ffwocs Williams & Hawkings para um escoamento tridimensional em torno de um cilindro considerando número de Reynolds elevado de Re = 90.000 e Re = 22.000. Os resultados mostram que a metodologia é capaz de prever o som no campo afastado nos casos simulados, visto que os espectros sonoros obtidos concordam com os respectivos dados experimentais. Além disso, os métodos de correção acústica de Kato et al. (1993) e Seo & Moon (2007) mostraram ser adequados para o cálculo do ruído adicional, que considera um cilindro de comprimento maior, porém são dependentes da correta estimativa do comprimento de coerência do escoamento ao longo da envergadura do cilindro. Por fim, o espectro sonoro obtido no campo afastado é função do resultado fornecido pela simulação numérica do escoamento, principalmente quanto à coerência entre as flutuações de pressão ao longo do comprimento de envergadura do cilindro e à amplitude de flutuação de força na direção da sustentação exercida na parede do cilindro. / Many components of machines, equipments and means of transport can be represented as a bluff body whose motion through a fluid can generate noise. In this context, this thesis is focused on the study of numerical prediction of noise generated by the flow around bluff bodies. As an example of bluff body, the sound generated from flow around a circular cylinder is studied. The flow over a circular cylinder is investigated by considering the wake as tridimensional and turbulent in the subcritical regime, which is characterized by a laminar boundary layer separation. The flow over a circular cylinder is obtained by time-dependent numerical simulation considering three-dimensional computational domain. In order to cope with turbulence and three-dimensionality, the flow is solved using the Large Eddy Simulation (LES) methodology. The computational domain is discretized by the finite volume method. The noise is calculated separately using the Ffwocs Williams & Hawkings (FW-H) analogy, whose wave equation has as a source term the flow solution provided by the numerical simulation. With regard to the FW-H analogy, the acoustic pressure fluctuation is obtained in the far-field by assuming a quiescent medium between the sound sources region (near-field) and the location considered for acoustic computation. Due to the high computational cost of three-dimensional (3D) simulation, the numerical simulations were conducted with a cylinder span length limited in size, which allows taking into account part of the wake three-dimensionality. Regarding the final acoustic computation, the acoustic correction methods of Kato et al. (1993) and Seo & Moon (2007) are used in order to match the sound obtained by the short cylinder span to the correspondent sound obtained experimentally for a long cylinder span. This thesis contributed to investigate numerically the computational method of applying the Ffwocs Williams & Hawkings analogy for solving the noise generated from a threedimensional flow over a circular cylinder with high Reynolds number, particularly, at Re = 90,000 and Re = 22,000. The results show that this computational method is able to predict the far-field sound for the simulated cases, since the noise spectra obtained are found to be in agreement with the corresponding experimental data. In addition, the acoustic correction method of Kato et al. (1993) and Seo & Moon (2007) provided good predictions with regard to the adding noise computation, however, its results are dependent on accurate estimation of the spanwise coherence length of the flow. Finally, the sound spectrum obtained in the far-field is tied to the flow behavior provided by the numerical simulation, especially regarding the coherence between the pressure fluctuations over the spanwise length of the cylinder and the lift force fluctuation amplitude exerted on the cylinder wall.

A crescente preocupação com a qualidade de vida nos centros urbanos aliada ao aumento da densidade demográfica nas regiões próximas de aeroportos tem chamado a atenção das autoridades de aviação civil para a poluição sonora provocada por aeronaves. Nesse contexto, os limites de ruído externo para homologação de aeronaves tornaram-se muito restritivos nos últimos anos, com o claro objetivo de confinar o ruído no interior dos aeroportos. Com a evolução tecnológica dos motores aeronáuticos, diminuir o ruído aerodinâmico gerado por trens de pouso e hipersustentadores tornou-se uma competência fundamental para manter a competitividade da aeronave no requisito ruído. Esse trabalho estuda o mecanismo de geração de ruído aerodinâmico pelo \"slat\" através de simulações numéricas nas seguintes condições de túnel de vento: número de Mach 0,1, número de Reynolds \'Aproximadamente\' 10\'POT.6\' e ângulos de ataque 4°, 6° e 8°. As estimativas de ruído foram comparadas com medições experimentais baseadas da técnica de beamforming, tendo sido observada diferença máxima de 2:5 dB no nível global de ruído. A variação de ruído com o ângulo de ataque foi superestimada em 0:8 dB pelas simulações. O recolamento da camada cisalhante foi identificado através dos contornos de flutuação de pressão na superfície do \"slat\" como a principal fonte de ruído do \"slat\". Para explicar a diminuição do ruído com o aumento do ângulo de ataque foi proposto que as flutuações na camada cisalhante seriam intensificadas através de realimentação de energia dos vórtices capturados pela zona de recirculação na cova. A existência desse mecanismo foi testada comparando os perfis de vorticidade na cúspide e bordo de fuga do \"slat\" e espectros ao longo da trajetória da camada cisalhante para os ângulos de ataque 4° e 8°. Embora o perfil inicial da camada cisalhante seja o mesmo nas duas condições, a esteira no bordo de fuga indica que maior parcela dos vórtices é capturada na condição 4°. Como consequência, as flutuações da camada cisalhante nas proximidades do recolamento são maiores nessa condição, consistente com os maiores níveis de ruído. / The growing concern about the life quality in urban centers coupled with increasing population density in near airports areas has drawn the attention of civil aviation authorities for aircraft noise pollution. In this context, external noise limits for approval of aircraft have become very restrictive in recent years, with the clear objective to confine aircraft noise inside airports. With the technological evolution of aircraft engines, reducing noise generated by aerodynamic landing gear and highlift devices have become a core competency to keep the aircraft competitive regarding noise requirements. This work studies the generation mechanism of aerodynamic noise by slats through numerical simulations in the following wind tunnel conditions: Mach number 0.1, Reynolds number \'Approximately\' 10\'POT.6\' and angles of attack 4°, 6° and 8°. The noise estimates were compared with experimental measurements based on beamforming technique, and it was observed the maximum difference of 2:5 dB in the overall noise level. The noise variation with angle of attack was over-estimated at 0.8 dB by the simulations. The reattachment of the shear layer was identified by the contours of pressure fluctuation on the surface of the slat as the key noise generation mechanism. To explain the noise reduction when the angle of attack is increased it has been proposed that fluctuations in the shear layer would be enhanced through feedback of energy captured by the vortex recirculation zone in the slat cove. The existence of this mechanism was tested by comparing the vorticity profiles at both the cusp and trailing edge, as well as velocity fluctuation spectra along the trajectory of the shear layer for angles of attack 4° and 8 degree. Although the initial profile of the shear layer is the same in both conditions, the wake at the trailing edge indicates that a higher percentage of the vortices is trapped in the recirculation for the condition 4°. Consequently, fluctuations in the shear layer near the reattachment are greater in this condition, which is consistent with the higher noise levels.

Há a necessidade de prevenir formação de gelo nas asas e nos estabilizadores de aeronaves, pois as formas de gelo podem causar a degradação do desempenho aerodinâmico, o aumento de peso, bem como dificuldades de controle e manobra que, em casos críticos, leva a uma diminuição da margem de segurança operacional. Quando as aeronaves atravessam nuvens com gotículas de água sub-resfriadas, ou seja, em equilíbrio metaestável, o crescimento de gelo ocorre nas superfícies não protegidas. Usualmente, os sistemas antigelo térmicos de aerofólios são projetados, desenvolvidos e certificados com o auxílio de programas de simulação numérica. O presente trabalho visa desenvolver e implementar um modelo matemático para prever a transferência de calor e massa no escoamento bidimensional bifásico em torno de aerofólios de uso aeronáuticos, equipados com sistema de antigelo térmico operando em regime permanente. Em condições de formação de gelo, é necessário aquecer o bordo de ataque e controlar a temperatura da região protegida para que não ocorra formação de gelo. O sistema de aquecimento compensa os efeitos do resfriamento imposto principalmente pelos mecanismos acoplados de evaporação e transferência de calor por convecção, que são causados pelo escoamento do ar carregado de gotículas sub-resfriadas e pelo escoamento da água líquida residual. O modelo deverá estimar a distribuição de temperaturas de superfície e o coeficiente de transferência de calor com precisão ao uso em aplicações aeronáuticas. O presente trabalho implementou novos submodelos para: 1) estimar a molhabilidade da superfície do aerofólio por meio de um modelo matemático para caracterizar o escoamento da água líquida residual na padrão de filme e de filetes; 2) avaliar o comportamento dinâmico e térmico da camada-limite laminar e turbulenta por meio de análises integral e diferencial, que considera efeitos do gradiente de pressão, da transição laminar-turbulenta, da transpiração e da não uniformidade de temperatura da superfície e 3) estimar o início e o término da região de transição laminar-turbulenta. O presente trabalho seguiu um processo de desenvolvimento de código numérico que: verificou os resultados de cada submodelo separadamente para depois implementados no modelo do antigelo; validou os resultados da simulação de desempenho do sistema antigelo com os novos submodelos implementados. Os resultados obtidos foram considerados satisfatórios para o modelo do antigelo que utilizou os submodelos de ruptura de filme e formação de filetes pelo critério da Energia Mecânica Total Mínima, de camada-limite diferencial compressível e de previsão da transição laminar-turbulenta por correlações algébricas, que consideraram efeitos do gradiente de pressão e do nível de turbulência ao longe. / It is required to prevent ice accretion on wings and horizontal stabilizers because it may cause aerodynamic performance degradation, weight increase, flight control difficulties and, in critical cases, may lead to operational safety margins reduction. When aircraft flies through clouds containnig supercooled water droplets, which are in metastable equilibrium, ice will form in all non-protected surfaces. Usually, anti-ice protection systems are designed, developed and certified with a support from a numerical tool. The present describes the development and implementation of a mathematical model for prediction of heat and mass transfer in two-phase flow around airfoils, which are equipped with thermal anti-ice system and operating in steady state regime. Under icing conditions, it is necessary to heat and control the temperature of the airfoil surface at leading edge region to prevent ice formation. The heating system balances the evaporative cooling effects, which are caused by the coupled heat and mass convection transfer, imposed by the air flow loaded with supercooled water droplets and the runback water flow around the airfoil. The present work implemented submodels to: 1) estimate airfoil surface wetness factor by adopting a liquid water film flow model as well as a rivulet formation and flow model; 2) evaluate laminar and turbulent boundary layers with pressure gradient and laminar-turbulent transition over nonisothermal and permeable airfoil surface by implementing differential boundary layer analysis and 3) predict the onset position and length of laminar-turbulent transition region. The present paper followed a validation and verification process during the numerical code development. All sub-models results were verified separately against experimental data before their inclusion in anti-ice model.The results of anti-ice model with selected submodels were validated against reference cases. The results were considered suficiently accurate when solving the film breakdown and rivulets formation by total mechanical energy method, compressible boundary layer by differential analysis and laminar-turbulent transition prediction by algebraic correlations, which considered pressure gradient and freestream turbulence level.

Há a necessidade de prevenir formação de gelo nas asas e nos estabilizadores de aeronaves, pois as formas de gelo podem causar a degradação do desempenho aerodinâmico, o aumento de peso, bem como dificuldades de controle e manobra que, em casos críticos, leva a uma diminuição da margem de segurança operacional. Quando as aeronaves atravessam nuvens com gotículas de água sub-resfriadas, ou seja, em equilíbrio metaestável, o crescimento de gelo ocorre nas superfícies não protegidas. Usualmente, os sistemas antigelo térmicos de aerofólios são projetados, desenvolvidos e certificados com o auxílio de programas de simulação numérica. O presente trabalho visa desenvolver e implementar um modelo matemático para prever a transferência de calor e massa no escoamento bidimensional bifásico em torno de aerofólios de uso aeronáuticos, equipados com sistema de antigelo térmico operando em regime permanente. Em condições de formação de gelo, é necessário aquecer o bordo de ataque e controlar a temperatura da região protegida para que não ocorra formação de gelo. O sistema de aquecimento compensa os efeitos do resfriamento imposto principalmente pelos mecanismos acoplados de evaporação e transferência de calor por convecção, que são causados pelo escoamento do ar carregado de gotículas sub-resfriadas e pelo escoamento da água líquida residual. O modelo deverá estimar a distribuição de temperaturas de superfície e o coeficiente de transferência de calor com precisão ao uso em aplicações aeronáuticas. O presente trabalho implementou novos submodelos para: 1) estimar a molhabilidade da superfície do aerofólio por meio de um modelo matemático para caracterizar o escoamento da água líquida residual na padrão de filme e de filetes; 2) avaliar o comportamento dinâmico e térmico da camada-limite laminar e turbulenta por meio de análises integral e diferencial, que considera efeitos do gradiente de pressão, da transição laminar-turbulenta, da transpiração e da não uniformidade de temperatura da superfície e 3) estimar o início e o término da região de transição laminar-turbulenta. O presente trabalho seguiu um processo de desenvolvimento de código numérico que: verificou os resultados de cada submodelo separadamente para depois implementados no modelo do antigelo; validou os resultados da simulação de desempenho do sistema antigelo com os novos submodelos implementados. Os resultados obtidos foram considerados satisfatórios para o modelo do antigelo que utilizou os submodelos de ruptura de filme e formação de filetes pelo critério da Energia Mecânica Total Mínima, de camada-limite diferencial compressível e de previsão da transição laminar-turbulenta por correlações algébricas, que consideraram efeitos do gradiente de pressão e do nível de turbulência ao longe. / It is required to prevent ice accretion on wings and horizontal stabilizers because it may cause aerodynamic performance degradation, weight increase, flight control difficulties and, in critical cases, may lead to operational safety margins reduction. When aircraft flies through clouds containnig supercooled water droplets, which are in metastable equilibrium, ice will form in all non-protected surfaces. Usually, anti-ice protection systems are designed, developed and certified with a support from a numerical tool. The present describes the development and implementation of a mathematical model for prediction of heat and mass transfer in two-phase flow around airfoils, which are equipped with thermal anti-ice system and operating in steady state regime. Under icing conditions, it is necessary to heat and control the temperature of the airfoil surface at leading edge region to prevent ice formation. The heating system balances the evaporative cooling effects, which are caused by the coupled heat and mass convection transfer, imposed by the air flow loaded with supercooled water droplets and the runback water flow around the airfoil. The present work implemented submodels to: 1) estimate airfoil surface wetness factor by adopting a liquid water film flow model as well as a rivulet formation and flow model; 2) evaluate laminar and turbulent boundary layers with pressure gradient and laminar-turbulent transition over nonisothermal and permeable airfoil surface by implementing differential boundary layer analysis and 3) predict the onset position and length of laminar-turbulent transition region. The present paper followed a validation and verification process during the numerical code development. All sub-models results were verified separately against experimental data before their inclusion in anti-ice model.The results of anti-ice model with selected submodels were validated against reference cases. The results were considered suficiently accurate when solving the film breakdown and rivulets formation by total mechanical energy method, compressible boundary layer by differential analysis and laminar-turbulent transition prediction by algebraic correlations, which considered pressure gradient and freestream turbulence level.