Made available in DSpace on 2014-08-13T14:50:37Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2013-11-01Bitstream added on 2014-08-13T18:01:37Z : No. of bitstreams: 1 000741253_20150101.pdf: 141727 bytes, checksum: bf2e02cb75454b0d8c9536e890144bde (MD5) Bitstreams deleted on 2015-01-05T11:00:41Z: 000741253_20150101.pdf,Bitstream added on 2015-01-05T11:01:44Z : No. of bitstreams: 1 000741253.pdf: 2376805 bytes, checksum: d8aaa4bb45713ee7c22ca08294c74e07 (MD5) / O leito fluidizado é uma importante operação unitária de grande interesse na indústria química, geração de energia, extração e refino do petróleo, entre outros. As muitas aplicações do leito fluidizado na indústria e a demanda constante de melhorias na eficiência do processo de fluidização, tem produzido um aumento no número de trabalhos envolvendo simulações numéricas do escoamento gás-sólido em leito fluidizado através de CFD. Na simulação numérica, ainda não existe consenso na seleção de um modelo de arrasto e na definição de um valor adequado para o coeficiente de restituição. Nesta tese investiga-se a influência de diferentes modelos de arrasto e do coeficiente de restituição; sobre a fluidodinâmica do escoamento gás-sólido em leito fluidizado, através de simulações numéricas. Para isto é usado um modelo baseado na abordagem Euleriana-Euleriana considerando um leito fluidizado bidimensional, o qual será resolvido usando o codigo livre MFIX. Para avaliar os modelos de arrasto, os resultados numéricos são validados por meio da determinação dos dados experimentais de Taghipour et al. (2005), o qual apresenta parâmetros de projeto de leito fluidizado, tais como a queda de pressão, expansão do leito, velocidade mínima de fluidização e distribuição das fases. Estudou-se também o efeito do coeficiente de restituição sobre a fluidodinâmica do escoamento, através do desenvolvimento de uma correlação em função da fração de vazio. Os resultados demonstram que o modelo de arrasto têm uma influência muito grande na determinação das variáveis de projeto de leito fluidizado. No estudo, um grupo de modelos representam adequadamente a fluidodinâmica, sendo que o modelo de arrasto de Gidaspow (1994) foi o que mais se aproximou aos resultados experimentais. Foram desenvolvidas simulações ... ( Resumo completo, clicar acesso eletrônico abaixo) / Fluidized bed is an important unit operation of great interest in petroleum, chemical, metallurgical and energy industries. The large number of applications of fluidized bed in the industry and constant demand for improvements in the efficiency of the fluidization process, has produced an increase in the number of studies involving numerical simulations of gas-solid flow in fluidized bed through CFD. In numerical simulation, there is not yet an agreement on the selection of a drag model and in defining a suitable value for the coefficient of restitution. The purpose of this work was to study the influence of different drag models and restitution coefficient on the hydrodynamics of gas-solid flow in fluidized-bed, through numerical simulations. It is used a model based on the Eulerian-Eulerian approach considering a two-dimensional fluidized bed, which will be resolved using the open source MFIX code. To evaluate drag models, numerical results will be validated through the determination of the experimental data of Taghipour et al. (2005), which presents fluidized bed design parameters, such as fluidization curve, bed expansion, minimum fluidization velocity and void fraction profiles. It was also studied the effect of restitution coefficient on the hydrodynamics, through the development of a correlation in function of void fraction. The results demonstrated that drag model have an great influence in fluidized bed design parameters determination. In this study, a group of models were able to represent adequately the hydrodynamics, however Gidaspow (1994) drag model was the most accurate to represent the experimental data. Simulations were carried out considering restitution coefficient as a function of void fraction and using Gidaspow (1994) drag model. The simulation results obtained was able to improve the prediction of void fraction profile

Tese (doutorado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico. Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica / Made available in DSpace on 2012-10-22T09:27:09Z (GMT). No. of bitstreams: 1 247341.pdf: 5473179 bytes, checksum: fd1d6b0de8707ac3226268575edab3a2 (MD5) / O crescimento de uma camada de gelo nas estruturas aerodinâmicas de uma aeronave (asas, empenagens, nacelles, etc.) pode ocorrer quando esta voa através de uma nuvem contendo gotículas de água super-resfriadas que congelam ao se chocarem contra as superfícies. Esta camada de gelo altera as características aerodinâmicas da aeronave, ocasionando queda de sustentação e aumento do arrasto, além da perda de eficiência dos motores no caso das nacelles (compartimento que abriga o motor). Para evitar estes problemas, existem os dispositivos de proteção contra a formação de gelo que precisam ser dimensionados. Para isso, é necessário conhecer o escoamento externo e o processo de transferência de calor que ocorre sobre a superfície e nas camadas metálicas que formam a estrutura aerodinâmica. O escoamento externo, formado pelo ar e gotículas de água é resolvido, no caso mais geral, utilizando o modelo de dois fluidos, que considera as duas fases (ar e gotículas de água) como contínuas, sendo que a concentração de cada fase dentro de um volume de controle é medida pela fração volumétrica. O fluxo de água que incide sobre a superfície, assim como o coeficiente de transferência de calor, tensão cisalhante e pressão na parede são obtidos desta solução para a geometria 3D de um dado componente da aeronave, podendo ser uma asa ou uma nacelle, por exemplo. Estes dados, além das condições ambientes e os dados do sistema de proteção são os parâmetros de entrada para o modelo termodinâmico. Este modelo é 2D, aplicado em perfis bidimensionais gerados a partir de cortes feitos na geometria 3D, na mesma direção do escoamento. Em cada um destes cortes é realizado um balanço de massa em volumes de controle sobre a superfície. Este balanço depende da temperatura na superfície, que é obtida da solução do problema de transferência de calor na região que envolve a estrutura metálica, a camada de gelo, se já houver, e um filme de água que pode se formar sobre a superfície. Um sistema de proteção anti-gelo é considerado na análise, sendo que a solução do problema de transferência de calor na região interna, onde o sistema opera, é suposta conhecida. Este sistema acoplado (massa e energia) fornece as espessuras de gelo formadas em cada posição de cada perfil, e estes são então modificados para representar a nova geometria. Com os novos perfis bidimensionais obtidos, a estrutura 3D é reconstruída. O processo todo é então repetido até o tempo desejado de formação de gelo. Os resultados obtidos mostram boa concordância com resultados de outros códigos disponíveis na literatura, assim como resultados experimentais Ice growth on the leading edge of aerodynamic surfaces of an aircraft may occur when it flies through a cloud that contains super-cooled water droplets. These droplets hit the surfaces and freeze immediately. The ice layer changes the geometry and affects the aerodynamic characteristics of such structures, leading to lift drop, drag and weight increase and engine efficiency decrease in the case of ice deposition on nacelles. To avoid these undesired effects, protection systems are built inside the structures and they need to be designed based on the amount of ice deposited under certain conditions. The ice accretion problem comprehends the solution of the external flow and the heat transfer process taking place in the metal layers, ice and in the water film that may also be present. The external flow, which includes air and water droplets is solved, in a more general form, by using the two-fluid model, which assumes both phases (air and water droplets) as a continuum. The amount of each fluid in a material control volume is measured by the volume fraction of each phase. The impingement water flux, as well as the convective heat transfer coefficient, shear stress and pressure on the wall are obtained from the flow around the 3D geometry of the aerodynamic structure. These data, besides the environmental conditions and the information about the anti-icing system, are the input data for the thermodynamic model. This model is applied on 2D profiles generated from cut planes over the 3D geometry in the flow direction. A mass balance is carried out in control volumes located over the external surface of each profile. This balance depends on the surface temperature, which is computed from the solution of the heat transfer problem in the metal and ice layers and the water film. The internal flow conditions, related to the protection system operation, are assumed to be known. The coupled system (mass and energy) provides the ice thickness deposited in each position of the surface for all the profiles. These profiles are changed to account for the ice growth and the 3D geometry is re-built. Then, the external flow is solved again. This process continues until the desired icing time is reached. The results obtained compare well with results obtained by other softwares available in the literature as well as with experimental data.

Made available in DSpace on 2015-12-10T14:22:59Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2015-07-28. Added 1 bitstream(s) on 2015-12-10T14:29:14Z : No. of bitstreams: 1 000852063.pdf: 2040130 bytes, checksum: 458621c7faa04b8c2ac8a4f58adf2130 (MD5) / Neste trabalho, estudamos o problema da viabilidade de missões espaciais em ambiente de detritos espaciais. Geralmente, um veículo espacial em curso de colisão com um detrito espacial é destruído ou danificado e tem sua missão prejudicada. A preservação destas missões depende da capacidade do satélite de evitar a colisão, como por exemplo, através de uma manobra orbital conhecida como manobra evasiva. Neste estudo, estabelecemos estratégias de manobras evasivas realizadas por um satélite através de um sistema de propulsão, cuja eficiência é medida por parâmetros tecnológicos. Os parâmetros tecnológicos são configurados no planejamento da missão, e descrevem a quantidade de combustível a bordo e a capacidade de expelir propelente do sistema de propulsor. As manobras evasivas foram estudadas para serem aplicadas de tal forma que o satélite escape do detrito espacial sem a evasão da sua órbita nominal de missão, e para este objetivo, incluímos uma propulsão de controle e tratamos o sistema de propulsão como uma perturbação na órbita do satélite. Também foi estabelecido, para realizar manobras evasivas econômicas, uma propulsão que é ligada em uma fração do tempo total disponível para a manobra. Esta fração de tempo é definida como um tempo de pulso de propulsão. As manobras evasivas são estudadas por simulações numéricas da dinâmica de um detrito e um veículo espacial sob a ação da força gravitacional da Terra e de perturbações orbitais oriundas de um sistema de propulsão e da atmosfera da Terra. Nestas simulações calculamos as condições de colisão do detrito e do satélite, que ocorrem ao redor da Terra, e utilizamos para criar catálogos de parâmetros tecnológicos acessíveis ao satélite para escapar destas colisões / We studied the problem of the viability of space missions in debris environment space. Generally, a space vehicle in collision course with a space debris is destroyed or damaged and has impaired their mission. The preservation of these missions depends on the satellite capacity to avoid the collision, for example by an orbital maneuver known as evasive maneuver. In this study, we established strategies evasive maneuvers performed by a satellite via a propulsion system, whose efficiency is measured by technological parameters. Technological parameters are set in the planning of the mission, and describe the amount of fuel on board and the ability to expel propellant propulsion system. The evasive maneuvers were studied to be applied in such a way that the satellite escape the space debris without evasion of its nominal orbit mission, and for this purpose, include a propulsion control and treat the propulsion system as a disturbance in the orbit of satellite. It has also been established, to perform evasive maneuvers driven, propulsion which is connected at a fraction of the total time available for the maneuver. This fraction of time is defined as a propulsion pulse time. The evasive maneuvers are studied by numerical simulations of the dynamics of a debris and a vehicle space under the action of the Earth's gravitational and orbital perturbations arising from a propulsion system and the Earth's atmosphere. In these simulations calculate the debris of the collision conditions and the satellite, which occur around the Earth, and used to create technological parameters catalogs accessible to the satellite to escape these collisions

Made available in DSpace on 2014-06-11T19:24:46Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2014-02-17Bitstream added on 2014-06-13T19:52:30Z : No. of bitstreams: 1 000754948.pdf: 4390406 bytes, checksum: db35cb78f404cfdb34f2897bdf40f040 (MD5) / Uma abordagem analítica para o movimento rotacional de satélites arti ciais estabilizados por rotação é apresentada, considerando os satélites em órbita elíptica de baixa excentricidade e a in uência conjunta do torque aerodinâmico, o torque de gradiente de gravidade, o torque magnético residual, o torque magnético devido às correntes de Foucault e o torque de pressão de radiação solar. Modelos matemáticos são apresentados para todos os torques e os componentes médios de cada torque são determinados para um período orbital. O torque médio já inclui os principais efeitos de cada torque sobre o movimento rotacional e são necessários nas equações do movimento. As equações do movimento são descritas em termos do módulo da velocidade ângular de rotação do satélite, da declinação e da ascensão reta do eixo de rotação do satélite. Uma solução analítica para as equações do movimento rotacional é determinada, considerando os valores dos torques externos médios em um período orbital, sendo válida para um período orbital. Por esta solução observa-se que o torque gradiente de gravidade e torque magnético devido às correntes de Foucault afetam o módulo da velocidade angular de rotação, contribuindo também para as variações temporais da ascensão reta e declinação do eixo de rotação, associadas com a precessão e deriva do eixo de rotação do satélite. O torque magnético residual, o torque aerodinâmico e o torque de pressão de radiação solar afetam apenas a ascensão reta e declinação do eixo de rotação, pois o componente que afeta a velocidade de rotação é nulo nestes torques. Aplicações são realizadas para os Satélites de Coleta de Dados Brasileiros SCD1 e SCD2, através de uma primeira abordagem com atualização diária dos dados de atitude e órbita e uma segunda abordagem... / gradient torque, residual magnetic torque, magnetic torque due to the Foucault currents and solar radiation pressure torque on the rotational motion of spin-stabilized arti cial satellites. The mathematical model for these torques are determined for a cylindrical satellite, and their components are determined in a satellite xed system. Analytical solutions are gotten for the equation of motion and these solutions are numerically implemented and the results are compared with the actual data Satellites Brazilian Data Collection - SCD1 and SCD2, provided by INPE. This solution is valid for an orbital period. Through this solution, it is noticed that the gravity gradient torque and the magnetic torque due to the Foucault currents a ects the spin velocity and the spin axis. The temporal variations of right ascension and declination of the spin axis causes the precession and drift of the spin axis. The residual magnetic torque, the aerodynamic torque and the solar radiation pressure torque, does not a ect the spin velocity because the component that a ect the spin velocity is null in these torques. Applications are made for the Brazilian Data Collection Satellites SCD1 and SCD2, through a rst approach with daily updates of the attitude and orbit data, and a second approach without the daily update of these data. The results show a good agreement between the results obtained by theory and data supplied by the Satellite Control Center of INPE in the rst approach during 40 days. For the approach without updates, the results prove to be suitable only for 3 days of simulation. To validate the analytical solution, the pointing error (deviation from the rotational axis calculated by theory with the actual rotational axis) and the solar aspect angle are checked, being that the deviations obtained were within the required precisions for the missions of these satellites. The ... (Complete abstract click electronic access below)

Orientador: Maria Cecília F. Paula Santos Zanardi / Banca: Rafael Sfair de Oliveira / Banca: Hello Koiti Kuga / Resumo : Uma abordagem analítica para o movimento rotacional de satélites arti ciais estabilizados por rotação é apresentada, considerando os satélites em órbita elíptica de baixa excentricidade e a in uência conjunta do torque aerodinâmico, o torque de gradiente de gravidade, o torque magnético residual, o torque magnético devido às correntes de Foucault e o torque de pressão de radiação solar. Modelos matemáticos são apresentados para todos os torques e os componentes médios de cada torque são determinados para um período orbital. O torque médio já inclui os principais efeitos de cada torque sobre o movimento rotacional e são necessários nas equações do movimento. As equações do movimento são descritas em termos do módulo da velocidade ângular de rotação do satélite, da declinação e da ascensão reta do eixo de rotação do satélite. Uma solução analítica para as equações do movimento rotacional é determinada, considerando os valores dos torques externos médios em um período orbital, sendo válida para um período orbital. Por esta solução observa-se que o torque gradiente de gravidade e torque magnético devido às correntes de Foucault afetam o módulo da velocidade angular de rotação, contribuindo também para as variações temporais da ascensão reta e declinação do eixo de rotação, associadas com a precessão e deriva do eixo de rotação do satélite. O torque magnético residual, o torque aerodinâmico e o torque de pressão de radiação solar afetam apenas a ascensão reta e declinação do eixo de rotação, pois o componente que afeta a velocidade de rotação é nulo nestes torques. Aplicações são realizadas para os Satélites de Coleta de Dados Brasileiros SCD1 e SCD2, através de uma primeira abordagem com atualização diária dos dados de atitude e órbita e uma segunda abordagem ... (Resumo completo, clicar acesso eletrônico abaixo) / Abstract: gradient torque, residual magnetic torque, magnetic torque due to the Foucault currents and solar radiation pressure torque on the rotational motion of spin-stabilized arti cial satellites. The mathematical model for these torques are determined for a cylindrical satellite, and their components are determined in a satellite xed system. Analytical solutions are gotten for the equation of motion and these solutions are numerically implemented and the results are compared with the actual data Satellites Brazilian Data Collection - SCD1 and SCD2, provided by INPE. This solution is valid for an orbital period. Through this solution, it is noticed that the gravity gradient torque and the magnetic torque due to the Foucault currents a ects the spin velocity and the spin axis. The temporal variations of right ascension and declination of the spin axis causes the precession and drift of the spin axis. The residual magnetic torque, the aerodynamic torque and the solar radiation pressure torque, does not a ect the spin velocity because the component that a ect the spin velocity is null in these torques. Applications are made for the Brazilian Data Collection Satellites SCD1 and SCD2, through a rst approach with daily updates of the attitude and orbit data, and a second approach without the daily update of these data. The results show a good agreement between the results obtained by theory and data supplied by the Satellite Control Center of INPE in the rst approach during 40 days. For the approach without updates, the results prove to be suitable only for 3 days of simulation. To validate the analytical solution, the pointing error (deviation from the rotational axis calculated by theory with the actual rotational axis) and the solar aspect angle are checked, being that the deviations obtained were within the required precisions for the missions of these satellites. The ... (Complete abstract click electronic access below) / Mestre

[pt] In order to gain deeper understanding of the ow physics around low aspect ratio wings, the current dissertation presents a numerical study of the ow around a race-car rear wing, in particular, the PUC-Rio Formula-University car. To diminish the time it takes to prepare a numerical simulation, we evaluate the performance and accuracy of a particular utility available in Open-FOAM, namely, snappyHexMesh, which generates hexahedral unstructured grids. The effect of using such a grid in numerical simulations employing two different turbulence models (Spalart Allmaras and k - w SST) for several angles of attack is investigated. The methodology of the study comprised six steps: 3D scanning of the real geometry, geometry modeling, grid generation, ow computation, solution validation, ow visualization and analysis. The grid qualities were assessed using a simple two-dimensional case, which showed good agreement with experimental data with an absolute difference ranging between 0.39 per cent and 8 per cent. While comparing them with numerical validated data the difference ranged between 0.5 per cent and 3.6 per cent. By visualizing the velocity and pressure fields, it was confirmed that the methodology used in the current study is capable of capture the various physical phenomena present in the ow around a rear wing, which is characterized by horseshoe vortices at the end plates, local recirculation zones, tip vortices and their interaction with the boundary layer at the suction surface. The simulations showed that the size of the tip and horseshoe vortices increases with the angle of attack, as well as their in uence on the boundary-layer separation. Consequently, although the end plates are known to be useful in reduction of vortex, it was observed there is still a great waste of energy in their formation. / [en] A fim de obter uma compreensão mais profunda da física do escoamento em torno de asas de baixa relação de aspecto, a presente dissertação apresenta um estudo numérico do escoamento em torno da asa traseira de um carro de corrida, em particular, o carro de fórmula da PUC-Rio. Para diminuir o tempo que leva para preparar uma simulação numérica, avaliamos o desempenho e a precisão de um utilitário disponível no OpenFOAM chamado snappyHexMesh, o qual gera malhas não estruturadas usando em sua maioria elementos hexahédricos. O efeito do uso de tal malha nos resultados das simulações numéricas é investigado, empregando dois modelos de turbulência diferentes (Spalart Allmaras e k - omega SST) para vários ângulos de ataque. A metodologia do estudo foi composta por seis etapas: a digitalização da geometria, a modelagem da geometria, a geração da malha, o cálculo do escoamento, a avaliação da solução, a visualização e análise do escoamento. As qualidades da malha foram avaliados através de um caso bidimensional simples, que mostrou boa concordância com dados experimentais com uma diferença absoluta variando entre 0,39 por cento e 8 por cento. Em quanto que comparando-os com dados numéricos validados a diferença variou entre 0,5 por cento e 3,6 por cento. Visualizando os campos de velocidade e os campos de pressão, foi confirmado que a metodologia utilizada no estudo é capaz de capturar os diversos fenômenos físicos presentes no escoamento, o qual é caracterizado por vórtices de ferradura nas placas, zonas de recirculação locais, vórtices de ponta e sua interação com a camada limite na superfície de sucção. As simulações mostraram que o tamanho dos vórtices de ponta e dos vórtices de ferradura aumenta com o ângulo de ataque, bem como sua inuência sobre a separação da camada limite. Consequentemente, embora as placas sejam reconhecidamente úteis na diminuição dos efeitos de ponta, ainda há um grande desperdício de energia na formação de vórtices.

[pt] Nos últimos anos tem-se observado o crescente fomento de pesquisas globais por sistemas de energias renováveis que proporcionem menor impacto ambiental, garantindo às necessidades do presente sem comprometer a capacidade das gerações futuras. Tal propósito tem impulsionado o avanço da pesquisa em diferentes áreas do campo da energia eólica global, objetivando-se entender o comportamento estrutural e mecânico de cada componente, a fim de garantir uma engenharia de maior segurança e qualidade, bem como reduzir o tempo de indisponibilidade dos aerogeradores. O presente estudo tem como objetivo avaliar o comportamento estrutural de um aerogerador onshore de eixo horizontal, com rotor de três pás, submetido a campos normais e extremos de velocidade do vento definidos de acordo com a IEC 61400- 1 - Wind Turbines Design Requirements. Devido ao acesso limitado às informações técnicas dos aerogeradores comercializados pelos fabricantes, será realizada a análise para o aerogerador de referência de 5 MW desenvolvido pelo Laboratório Nacional de Energias Renováveis (NREL) dos Estados Unidos, o qual disponibilizou as especificações técnicas do aerogerador para acesso público. O comportamento da estrutura será avaliado através da simulação do sistema acoplado rotor-torre-fundação no código FAST, que é um simulador aero-hidro-servo-elástico desenvolvido pelo NREL, o qual está abertamente disponível e bem documentado no meio científico. Os casos de vento normal e extremo, estabelecidos pela IEC 61400-1 e utilizados no FAST, são processados pelo programa TurbSim, também disponibilizado pelo NREL. A análise modal do aerogerador é realizada pelo software SAP2000 para obtenção das frequências naturais e avaliação da característica dos modos de vibração da estrutura. O modelo de elementos finitos considera a torre e as pás discretizadas em elementos de viga. / [en] In recent years there has been a global research for forms of renewable energy which could provide less environmental impact as well as guarantee energy for future generations. This scenario leads to the rise of studies in wind power field which scrutinizes the wind turbine aiming to understand the structural and mechanical behaviour of each component in order to assure safer and quality engineering as well as reducing the wind turbines downtime. The present study aims to understand the structural behavior of an onshore three-bladed horizontal-axis wind turbine subjected to the normal and extreme wind speed fields defined in accordance with IEC 61400- 1 - Wind Turbines Design Requirements. Due to limited access to technical information on wind turbines marketed by manufacturers, the analysis will be performed for the 5 MW Reference Wind Turbine developed by the National Renewable Energy Laboratory (NREL) of the United States, which made the technical specifications of the turbine available for public access. The behavior of the structure will be evaluated through the simulation of the rotor-tower-foundation coupled system in the FAST code, which is an aero-hydro-servo-elastic simulator developed by NREL, which is openly available and well documented in the scientific community. The cases of normal and extreme wind, established by IEC 61400-1, used in FAST, are processed by the TurbSim program also provided by NREL. The modal analysis of the wind turbine is performed using the software SAP2000 in order to obtain the natural frequencies and evaluate the characteristic of the structure s vibration modes. The finite element model considers the tower and the blades discretized into beam elements.

[pt] Pontes com vãos superiores a 2.000 m tornam-se muito sensíveis à ação do vento, particularmente ao drapejamento. Nesta tese é estudado um método para a supressão do drapejamento em pontes de grandes vãos através de um controle aerodinâmico ativo. Apresentam-se técnicas analíticas de projeto para o controle ativo do sistema aero elástico constituído pelo tabuleiro e por duas superfícies de controle. Estas técnicas são baseadas em aproximações racionais das cargas aerodinâmicas não permanentes (ou auto-excitadas) no domínio Laplaciano, no qual as equações de movimento são representadas por equações matriciais de coeficientes constantes. A primeira parte da tese é dedicada à formulação matricial das funções racionais conhecida como Minimum State, assim como a aplicações a dados aerodinâmicos obtidos experimentalmente para vários tipos de seções transversais de pontes. A precisão das aproximações é calculada. Desenhos dos derivativos aerodinâmicos, dados sob forma de tabelas, e das respectivas aproximações, são elaborados para fins de comparação. Em seguida, são apresentadas as equações em espaço de estado descrevendo o comportamento aeroelástico de uma seção transversal de ponte. A partir dos dados geométricos e características dinâmicas de uma determinada ponte, (massa, momento de inertia polar, frequências naturais e fatores de amortecimento), e assumindo a semelhança geométrica entre as seções transversais da ponte em verdadeira grandeza e do modelo em escala do qual os derivativos aerodinâmicos foram extraídos, é possível calcular a velocidade crítica desta ponte, utilizando os programas em linguagem MATLAB apresentados no corpo deste trabalho. Esta parte da tese mostra ser possível construir um catálogo com vários perfis de pontes, caracterizados por derivativos aerodinâmicos variáveis em função de frequências reduzidas adimensionais, e das funções racionais correspondentes. A segunda parte é dedicada à fomulação das equações de movimento em espaço de estado, descrevendo o comportamento aeroelástico do sistema tabuleiro - superfícies de controle. As equações resultantes são ampliadas com novos estados aerodinâmicos responsáveis pela modelagem da influência do fluxo de ar sobre o tabuleiro e sobre as superfícies de controle em movimento. As equações de movimento são função da velocidade média do vento incidente. A dependência da equação de movimento à velocidade do vento motivou a aplicação dos conceitos de realimentação de ganhos, constante e variável, ao problema da supressão do drapejamento, os quais são apresentados separadamente em dois capítulos.O enfoque de ganho variável de saída é formulado em termos de minimização de um índice de desempenho dimensionalmente proporcional à soma do trabalho realizado pelas superfícies de controle e da energia cinética proporcional à velocidade vertical do tabuleiro. Apresenta-se também em detalhe um método sistemático para determinar a matriz de controle de ganhos variável, aplicada ao caso hipotético da ponte de Gibraltar. Neste caso, o conceito de realimentação de ganhos variável mostrou-se muito efetivo em suprimir o drapejamento do tabuleiro da ponte. Diferentes características geométricas e dinâmicas de outras pontes podem ser introduzidas nos programas MATLAB apresentados no Apêndice, para obtenção da velocidade crítica nos casos de tabuleiros isolados, tabuleiros com asas estacionárias e tabuleiros com asas giratórias ativamente controladas, para supressão do drapejamento do tabuleiro. / [en] Long span bridges, with main spans beyond 2.000 m become highly sensitive to wind action, particularly to flutter. An active aerodynamic control method of suppressing flutter of very long span bridges is studied in this thesis. Analytical design techniques for active control of the aeroelastic system consisting of the bridge deck and two control surfaces are presented. These techniques are based on a rational approximation of the unsteady aerodynamic loads in the entire Laplace domain, which yieds matrix equations of motion with constant coefficientes. The first part of this thesis is dedicated to the matrix formulation of the rational functions known as Minimum State and to applications to aerodynamic data obtained experimentally for various types of bridge profiles. The precision of the approximations iscalculated, and plots of the approximation functions compared to the available tabular data are drawn. Next, the state-space equations of motion describing the aeroelastic behaviour of a section of a bridge deck is presented. Given the dynamic data of a bridge structure (mass, rotational mass moment of inertia, natural frequencies, stiffness and damping ratios), and assuming that a geometric similitude exists between the profiles of the full-scale bridge deck and the sectional model from which the frequency dependent aerodynamic data was extracted, it is possible to calculate the critical velocity of that particular bridge. This part of the thesis shows that it is possible to build up a catalog of several profiles, characterized by frequency dependent aerodynamic data and the corresponding rational functions. The second part is dedicated to the formulation of the state-space equations of motion describing the aeroelastic behaviour of the entire system consisting of the bridge deck and control surfaces. The resulting equation includes new aerodynamic states which model the air flow influence on the moving deck. The equation of motion is a function of the mean velocity of the incoming wind. The dependence of the equation of motion on the wind velocity motivated the application of a constant and a variable-gain feedback concept to the problem of flutter suppressing, which are presented separatelly. The output variable-gain approach is formulated in terms of minimizing a performance index dimensionally proportional to the sum of the work done by the rotating control surfaces and the kinetic energy of the heaving velocity. A sistematic method to determine the matrix of variable control gains is shown in detail, as applied to the hypothethical case of Gibraltar bridge. Application of the variablegain feedback concept was found to be very effective in suppressing flutter of the bridge deck. Different geometric and dynamic characteristics can be introduced in the MATLAB programs included in this work, in order to obtain the critical velocities of a bridge deck alone, a bridge deck with stationary wings and a bridge with moving wings activelly controled.