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

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.

Como o fenômeno de instabilidade conhecido como "whirl-flutter" pode ocorrer durante o vôo da aeronave, este deve ser estudado durante a frase de projeto da mesma, tanto para satisfazer os requisitos internacionais no processo de homologação, como manter um nível de segurança adequado. As considerações históricas e técnicas, que levaram ao estudo da instabilidade dinâmica aeroelástica do sistema motor-hélice, serão inicialmente identificadas. Em seguida, será feita uma análise breve sobre o modelamento do grupo propulsor e apresentado o mecanismo de instabilidade dinâmica do mesmo. Será, então, elaborada a definição de um modelo que leva em consideração dois graus de liberdade (arfagem e guinada) e as equações de movimento obtidas por meio de uma abordagem Lagrangeana do problema. As forças aerodinâmicas atuantes no grupo propulsor são obtidas utilizando-se resultados convencionais, pela teoria do elemento de pá rígida. Considera-se também a possibilidade dos centros elásticos de arfagem e guinada do grupo propulsor terem posições diferentes. Este estudo teve por objetivo a verificação da influência global da estrutura na estabilidade em "whirl flutter", para várias configurações diferentes de aeronaves (bi-motor turbo propulsor sobre pilones ligados na parte traseira da fuselagem, bi-motor ou quadri-motor trator sobre as asas).

Tese (doutorado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnologico / Made available in DSpace on 2012-10-16T09:27:39Z (GMT). No. of bitstreams: 0Bitstream added on 2016-01-08T19:48:46Z : No. of bitstreams: 1 99783.pdf: 2839707 bytes, checksum: d2985fb59a12e6dcc16d383fbff0dd07 (MD5) / Desenvolvimento de uma metodologia numérica adequada para a solução de problemas aerodinâmicos a qualquer velocidade e extensão desta para a solução de alguns problemas aeroelásticos, empregando-se os métodos de volumes finitos e elementos finitos. Estuda técnicas para acelerar a convergência empregadas na solução de escoamento compreensíveis e/ou incompreensíveis como passos de tempo local, média dos resíduos e ?multigrip?. Resultados numéricos são apresentados para um cilindro, uma placa, o aerofólio NACA 0012, um painel e um cilindro hemisférico.

Orientador: Ilmar Ferreira Santos / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia Mecanica / Made available in DSpace on 2018-07-29T01:00:40Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Padovese_GustavoCampos_M.pdf: 12015390 bytes, checksum: 548ce90afc3348517b69a2b051a0acc9 (MD5) Previous issue date: 2001 / Resumo: A modelagem e compreensão do comportamento da rigidez e amortecimento de estruturas submetidas a um escoamento, é ainda um problema complexo que envolve a interação de dois campos das ciências mecânicas. A teoria clássica da elasticidade lida com deformações de corpos flexíveis sob carregamentos externos pré-definidos. Geralmente, a carga externa agindo sobre o corpo é independente da deformação do mesmo. Entretanto, a situação é diferente quando se considera os efeitos do escoamento. As cargas aerodinâmicas dependem da atitude do corpo em relação ao escoamento. Até mesmo a deformação elástica tem uma importante influência na determinação da carga externa. Com os recentes avanços da Mecânica dos Fluidos Computacional (CFD), através do FLOTRAN, um programa computacional comercial, pode-se calcular o campo de pressão em torno de uma placa plana flexível, resolvendo as equações de Navier-Stokes em três dimensões. Este programa é integrado com um programa feito em MATLAB, que resolve as equações estruturais de uma placa, utilizando o Método dos Elementos Finitos. Estes dois programas interagem até que uma posição de equilíbrio seja obtida. Em torno desta posição de equilíbrio os coeficientes de rigidez e amortecimento devido ao escoamento são obtidos teoricamente, através de pequenas perturbações impostas. Uma bancada de testes foi construída para simular a placa flexível, obtendo-se a sua função de resposta em freqüência. Testes são conduzidos, inicialmente sem a influência do escoamento, em seguida, com a influência deste, acoplando a bancada de testes a um túnel de vento. Com este trabalho, uma melhor compreensão sobre o comportamento dinâmico de estruturadas submetidas a um escoamento incompressível é obtida, e rigidez e amortecimento provenientes do escoamento são quantificados teoricamente. Depois de obter uma melhor compreensão dos aspectos numéricos envolvidos, utilizando uma placa simples, o modelo do escoamento pode ser modificado e acoplado a um modelo estrutural mais sofisticado / Abstract: The understanding and modelling of the stiffness and the damping behavior of structures when subjected to a flow field, is still a very complex problem, dealing with the interaction of two major fields of mechanical sciences. The classical theory of elasticity deals with strains of flexible bodies under predefined external loads. Generally, the external load acting on the body is independent on the deformation of the body itself. However, the situation is different when one considers the fluid flow effects. The aerodynamic loads depend on the relative attitude of the body to the flow. Even the elastic deformation has an important role on the determination of external load. With the recent developments on the Computational Fluid Dynamics (CFD), through FLOTRAN, a commercial fluid flow solver, one can calculate the pressure field around a flexible fiat plate, solving the three-dimensional Navier-Stokes equations. This solver is integrated with a program made using MATLAB, which solves the structural plate equations, using the Finite Element Method. These two programs interact until an equilibrium position is attained and then the equivalent fluid flow coefficients are obtained theoretically, through given small perturbations, around the equilibrium position. An experimental test rig was built, in order to simulate the flexible fiat plate, obtaining its frequency response function. Tests are conducted, firstly with no fluid flow around the plate, and secondly, with the influence of a fluid flow, coupling the test rig with a wind tunnel. With this work, a better understanding concerning the stiffness and the damping behavior of structures is obtained when subjected to a flow field. After getting a better understanding of numerical issues involved in the fluid-structure dynamical interactions, while using a simple plate, the fluid model can be coupled to a more sophisticated structural model / Mestrado / Mecanica dos Sólidos e Projeto Mecanico / Mestre em Engenharia Mecânica

Flutter é uma instabilidade aeroelástica dinâmica que envolve a interação de forças aerodinâmicas, elásticas e inerciais. Esta instabilidade pode ocorrer em superfícies de aeronaves, como asas, que apresentarão um comportamento oscilatório auto-sustentado e possíveis problemas estruturais se o mesmo não for suprimido. Um dos tipos clássicos de flutter envolve o acoplamento dos modos de vibrar de flexão e torção. Este tipo de flutter binário é conhecido como flutter flexo-torcional. Um dispositivo flexível é desenvolvido para testes de flutter flexo-torcional com asas rígidas em túnel de vento. O procedimento de projeto deste dispositivo flexível é baseado em simulações realizadas com um modelo em elementos finitos cujos resultados são testados em simulações realizadas com um modelo aeroelástico formulado para simular o comportamento aeroelástico do sistema experimental. Então, para se verificar os resultados analíticos, uma análise modal experimental é realizada e as freqüências e a forma dos modos são identificadas utilizando-se o Eigensystem Realization Algorithm. Depois disso, alguns testes em túnel de vento são realizados para a verificação da obtenção do flutter, para a caracterização do flutter e para a identificação do flutter. O desenvolvimento deste sistema experimental permite o estudo e a aplicação de leis de controle para a supressão ativa do flutter, que é o objetivo principal deste trabalho. Um controlador ativo para supressão de flutter através de realimentação de estados é projetado a partir do modelo Aeroelástico previamente desenvolvido. Este controlador é inicialmente testado em simulação e, então, são realizados experimentos em túnel de vento. O objetivo é suprimir o flutter e manter a estabilidade do sistema em malha fechada. O modelo para testes no túnel de vento é uma asa rígida retangular com perfil NACA 0012 com uma superfície de controle no bordo de fuga utilizada como atuador. / Flutter is a dynamic aeroelastic instability that involves the interaction of aerodynamic, elastic and inertial forces. This instability may occur in aircraft surfaces, like wings, which will present a self-sustained oscillatory behaviour and possible structural problems if not suppressed. One of the classical types of flutter involves the coupling of bending and torsion vibration modes. This binary type of flutter is known as flexural-torsional flutter. A flexible mount system is developed for flexural-torsional flutter tests with rigid wings in wind tunnels. The design procedure of this mount system is based in simulations performed with a finite element model which results are tested in simulations performed with an Aeroelastic model formulated to simulate the aeroelastic behaviour of the experimental system. Then, to verify the analytical results, an experimental modal analysis is performed and mode shapes and frequencies are identified using the Eigensystem Realization Algorithm. After this, some wind tunnel tests are performed to verify flutter achievement, for flutter characterization and for flutter identification. The development of this experimental system allows the study and application of active control laws for active flutter suppression, which is the main goal of this work. A state feedback controller for active flutter suppression is designed using the aeroelastic model previously developed. This controller is initially tested in simulations and, then, wind-tunnel experiments are performed. The goal is to suppress flutter and to maintain the stability of the closed loop system. The wind tunnel model is a rigid rectangular wing with a NACA 0012 airfoil section with a trailing edge control surface used as actuator.

Uma teoria aeroacústica é estudada e aplicada em aerodinâmica. O objetivo é experimentá-la na determinação do efeito de proximidade de paredes de túneis de vento na distribuição de pressão sobre modelos ensaiados. O método consiste em resolver as equações de conservação da massa e da qualidade de movimento para escoamento incompressível reescritas com o uso da técnica de funções generalizadas. Estas equações são combinadas e assumem a forma da versão incompressível da equação de Ffowes Williams & Hawkings. Os termos componentes desta equação básica da teoria aeroacústica são estudados, e a equação diferencial é transformada numa forma integral com o uso da técnica da função de Green. Os integrandos resultantes são simplificados dentro do contexto de escoamento invíscido, bidimensional, regime permanente, pequenas perturbações e condições não-sustentadoras. São usadas Técnicas de integração eficientes para interpretar e calcular as integrais singulares resultantes. Os resultados obtidos indicam que a abordagem aeroacústica apresenta-se como uma opção eficiente para cálculo do campo de pressões de um escoamento interno simples. A aplicação deste método a problemas mais complexos deverá incluir termos de campo desprezados nesta pesquisa.

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".

A estabilidade aeroelastica de rotores de helicopteros e examinada atraves de um modelo de esteira dinamica generalizada acoplado a equacoes de movimento para uma pa rigida com restricoes elasticas. Uma analise simplificada, que produz caracteristicas fundamentais do movimento dinamico, e utilizada para simular o complexo comportamento de uma pa de rotor tipo hingeless. A flexibilidade do sistema de transmissao do passo coletivo e modelada atraves de uma mola em torcao na raiz da pa. Um conjunto de molas restritoras simulam a flexibilidade do cubo e da pa. A pa e rigida, com propriedades de massa e rigidez uniformes. O modelo de escoamento induzido dinamico generalizado, concebido para aplicacao em aeronaves de asas rotativas, esta baseado no potencial de aceleracao para o disco atuador. O fluxo induzido no disco do rotor e expresso em termos de um conjunto completo de harmonicos (atraves de series de Fourier azimutais, sendo capaz de lidar com problemas de controle envolvendo altos harmonicos) e funcoes radiais (polinomios que envolvem funcoes associadas de Legendre de primeira especie, adequados para capturar efeitos aerodinamicos tridimensionais). O escoamento e descrito por um sistema de equacoes diferenciais ordinarias de primeira ordem no dominio do tempo. A distribuicao de pressao no disco do rotor e expressa atraves de um somatorio de carregamentos discretos em cada pa, levando em consideracao o efeito do numero finito de pas e efeitos globais sobre o rotor, simultaneamente. O tratamento atraves do espaco de estados para o escoamento induzido permite uma analise padrao de autovalores para as equacoes dependentes do tempo estabelecidas apos perturbacoes que sao aplicadas em torno do equilibrio da pa e do estado estacionario do escoamento induzido.A analise permite variacao em precone, droop, controle de regidez em torcao e angulo de passo de pa. Resultados numericos para um rotor bipa sao comparados com previsoes teoricas e experimentais de um modelo de pa elastica. Resultados das analises estatica e dinamica mostram como a aerodinâmica nao-estacionaria de estados finitos se comporta na presenca de um modelo simples de pa rigida. Resultados onde a recirculacao esta presente sao melhorados para a soft pitch flexure. Resultados para a stiff pitch flexure mostram precisamente que uma aerodinâmica tridimensional, nao-estacionaria, tratada por meio de estados finitos na presenca de uma pa rigida, oferece melhores correlacoes que um modelo nao-linear de pa elastica combinado com uma aerodinâmica quase-estacionaria, bidimensional fornecida pela teoria da quantidade de movimento/elemento de pa. Resultados de estado estacionario capturam efeitos tridimensionais de perda de ponta e mostram uma boa concordancia com os resultados obtidos pelo modelo de uma pa elastica. Resultados de amortecimento para configuracoes incluindo precone e droop falham quando correlacionados com os demais presentes na literatura porque o modelo estrutural nao considera acoplamentos elasticos em flap, lead-lag e torcao.

Neste trabalho e proposta uma metodologia para a analiseaeroelastica de superficies sustentadoras bidimensionais utilizando tecnicas de dinamica dos fluidos computacional para o calculo do operador aerodinamico. O escoamento e modelado pelas equacoes de Euler em duas dimensoes, e resolvido utilizando-se um metodo devolumes finitos aplicado em um contexto de malhas nao-estruturadas. A marcha no tempo do sistema de equacoes semi-discretizadas e feita atraves de um metodo explicito do tipo Runge-Kutta hibrido de cinco passos. A malha computacional e obtida utilizando-se um esquema do tipo frente de geracao, com capacidade limitada de suavizacao e refinamento. Para a resolucao dos problemas nao-estacionarios, envolvendo o deslocamento do perfil, e utilizado um algoritmo de malha dinamica para a movimentacao dos pontos interiores ao dominio. O problema de estabilidade aeroelastica e resolvido utilizando-se uma formulacao por variaveis de estado, aplicada ao modelo classico de uma secao tipica. Os termos do operador aerodinamico sao determinados atraves da analise, no dominio da frequencia, da resposta do sistema a um deslocamento impulsivo no dominio do tempo. Sao feitas algumas experimentacoes numericas envolvendo escoamentos transonicos em torno de um perfil NACA 0012. Os resultados apresentam as potencialidades do codigo numerico, ressaltando a sua utilidade na analise das caracteristicas de escoamentos nao-estacionarios. A metodologia de analise aeroelastica e avaliadaem cada uma das suas etapas, demonstrando tambem as suas potencialidades. Por fim, sao discutidos estudos objetivando aimplementacao pratica das tecnicas aqui propostas.