This dissertation presents a detailed analysis of a typical section model with three degrees of freedom. This is a classic model used for the study of basic aerodynamic and aeroelastic phenomena. The equations of motion are derived and discussed. The equations for the aerodynamic loads induced by arbitrary motion of the typical section and by arbitrary shaped wind gusts are derived. These equations are converted into a state-space formulation by replacing the nonlinear Wagner and Küssner functions by rational function approximations, that are Laplace transformable. The equations of motion, the aerodynamic loads and the gust loads equations and the Dryden model for stochastic wind gusts, all of these in the state-space form, are joined in a unified state-space model. This model is then used to perform simulations to evaluate the dynamic response and stability of the typical section. A control structure is presented, along with procedures for calculating the gains for this control structure by minimizing three different performance indices: linear quadratic, time weighted linear quadratic and H-infinity-norm. An angle of attack tracker is designed using these performance indices and its response to control input and gust disturbances is presented and discussed.

O uso de estruturas "morphing" tem se tornado uma possibilidade real nas últimas décadas. O desenvolvimento de novos materiais e a otimização estrutural deram novo impulso à área, mas soluções com mecanismos convencionais ainda podem ser exploradas. Esse trabalho apresenta um conceito de bordo de fuga de arqueamento variável baseado nas vigas excêntricas, que são projetadas para conferir diferentes formas ao perfil quando giradas. O projeto partiu de uma otimização de perfis visando à redução dos coeficientes de arrasto em dois níveis de sustentação distintos. Para o coeficiente de sustentação mais alto, o perfil foi otimizado ao longo de toda a corda, mas no menor nível de sustentação a otimização foi realizada com a mudança no arqueamento de uma parcela do bordo de fuga, utilizando uma parametrização especialmente definida para isso. A viga excêntrica e o revestimento foram projetados em material compósito. Foi proposto um mecanismo de conexão entre a viga excêntrica e o revestimento para transmitir o movimento vertical da viga. O mecanismo foi simulado através de um modelo de elementos finitos. Com a aplicação do campo de pressões aerodinâmicas, foi realizada uma análise estática. O movimento do mecanismo foi satisfatório e as polares de arrasto obtidas aproximaram-se do comportamento esperado com os perfis otimizados. Na aplicação almejada para uma aeronave não-tripulada, o torque de atuação exigido foi baixo, e as tensões na estrutura de material composto também foram muito baixas. Ficou evidente que pequenos deslocamentos do bordo de fuga são suficientes para mudar significativamente a região de baixo arrasto do perfil aerodinâmico.

A utilização do modelo potencial linearizado para a análise de escoamentos compressíveis é bastante disseminada e fornece bons resultados para escoamentos subsônicos e supersônicos. No entanto, o cálculo de perfis e asas sujeitos a escoamentos transônicos necessita de um modelo não-linear, como a equação do potencial transônico com pequenas perturbações. A solução do problema por meio de singularidades requer distribuições ao longo do domínio, assim como painéis na fronteira, caracterizando o método das singularidades estendido ao campo. O presente trabalho mostra resultados de cálculos da equação do potencial transônico com pequenas perturbações utilizando o método da reciprocidade dual, que permite o cálculo de integrais apenas na fronteira do problema, sem a necessidade de distribuições no campo. Essa abordagem requer menos tempo computacional. O problema é resolvido iterativamente a partir da solução da teoria potencial linear. Os resultados obtidos mostram boa concordância com os de outras abordagens existentes na literatura.

O objetivo básico deste trabalho era verificar e quantificar o efeito coanda quando aplicado a um ambiente de atmosfera estagnada na qual a velocidade do escoamento livre é igual a zero. Um aparelho constituído da combinação de um motor e uma hélice combinados com um revestimento externo originalmente utilizado como um componente básico em um túnel de vento experimental. Uma seção de contração de madeira foi projetada e construída para ser unida logo à frente do conjunto hélice/motor, formando um jato retangular. Um aerofólio de seção constante foi testado, formando um jato retangular. Um aerofólio de seção constante foi testado, fixado imediatamente à frente do escoamento do bocal de saída, utilizando uma envergadura igual à largura do jato do bocal de saída. Foram feitas medições do perfil do limite do jato sobre uma distância que excede aquelas incluindo (ambas) as medidas da corda (conhecida do aerofólio). O perfil de velocidade do escoamento induzido sobre a superfície superior de um aerofólio de seção NASA GA(w)-1 foi tomado para um aerofólio limpo e com uma faixa com rugosidade num ponto próximo ao bordo de ataque. O aerofólio foi testado com e sem a faixa de rugosidade, com pontos de tomada de pressão estática ao longo de sua corda fornecendo assim sua distribuição de pressão. O aerofólio foi testado para ângulos de ataque entre zero a quarenta e cinco graus referentes à ilha do escoamento do jato. Os resultados foram registrados e analisados conseqüentemente. / The basic objective of this work was to verify and quantify the Coanda Effect when applied to a stagnent atmosphere in which the free stream velocity was zero. An apparatus consisting of a motor and fan combination combined with external fairings originally used in an experimental wind tunnel was used as the basic component. A wooden contraction section was designed and built to be joined immediately downstream of the fan/motor combination, providing a rectangular jet. A constant section airfoil was tested, suspended immediately downstream of the outlet mouth using a span length equal to that of the mouth of the jet. Measurements were made of the jet limit profile over a distance that exceeded that including the aerofoil chord. The velocity profile induced by the jet flow over the upper surface of a NASA GA(W)-1 section aerofoil was measured for the clean one and with a roughness strip in place near the leading edge. The aerofoil was tested with chordwise static pressure points along the centerline giving the respective pressure distribution, also with and without a roughness strip added. There were different tests for angles of attack with reference to the jet centerline between zero and forty five degrees. The results were registered and analysed accordingly.

O objetivo básico deste trabalho era verificar e quantificar o efeito coanda quando aplicado a um ambiente de atmosfera estagnada na qual a velocidade do escoamento livre é igual a zero. Um aparelho constituído da combinação de um motor e uma hélice combinados com um revestimento externo originalmente utilizado como um componente básico em um túnel de vento experimental. Uma seção de contração de madeira foi projetada e construída para ser unida logo à frente do conjunto hélice/motor, formando um jato retangular. Um aerofólio de seção constante foi testado, formando um jato retangular. Um aerofólio de seção constante foi testado, fixado imediatamente à frente do escoamento do bocal de saída, utilizando uma envergadura igual à largura do jato do bocal de saída. Foram feitas medições do perfil do limite do jato sobre uma distância que excede aquelas incluindo (ambas) as medidas da corda (conhecida do aerofólio). O perfil de velocidade do escoamento induzido sobre a superfície superior de um aerofólio de seção NASA GA(w)-1 foi tomado para um aerofólio limpo e com uma faixa com rugosidade num ponto próximo ao bordo de ataque. O aerofólio foi testado com e sem a faixa de rugosidade, com pontos de tomada de pressão estática ao longo de sua corda fornecendo assim sua distribuição de pressão. O aerofólio foi testado para ângulos de ataque entre zero a quarenta e cinco graus referentes à ilha do escoamento do jato. Os resultados foram registrados e analisados conseqüentemente. / The basic objective of this work was to verify and quantify the Coanda Effect when applied to a stagnent atmosphere in which the free stream velocity was zero. An apparatus consisting of a motor and fan combination combined with external fairings originally used in an experimental wind tunnel was used as the basic component. A wooden contraction section was designed and built to be joined immediately downstream of the fan/motor combination, providing a rectangular jet. A constant section airfoil was tested, suspended immediately downstream of the outlet mouth using a span length equal to that of the mouth of the jet. Measurements were made of the jet limit profile over a distance that exceeded that including the aerofoil chord. The velocity profile induced by the jet flow over the upper surface of a NASA GA(W)-1 section aerofoil was measured for the clean one and with a roughness strip in place near the leading edge. The aerofoil was tested with chordwise static pressure points along the centerline giving the respective pressure distribution, also with and without a roughness strip added. There were different tests for angles of attack with reference to the jet centerline between zero and forty five degrees. The results were registered and analysed accordingly.

Uma caixa para flexo-torção, equipada com múltiplas longarinas - sem reforçadores ou nervuras - é um conceito propício à tecnologia de compósitos. A integração de almas e revestimentos possibilita um único ciclo de cura em processos à base de pré-impregnados, ou com impregnação dentro do molde. Essa idéia pode ser aproveitada em asas e empenagens, aplicações que, para o peso ótimo, tipicamente atingem a instabilidade local abaixo da carga-limite. É aceitável que os longos painéis dessa caixa flambem, desde que não ocorram falhas no laminado e, acima de tudo, a estrutura mantenha-se rígida o suficiente para a função pretendida. Na presente investigação, uma caixa com longarinas auxiliares tem sua rigidez comparada à de outras soluções propostas para uma viga engastada. Para se estimar a relação entre carga e deslocamento na pós-flambagem, foram desenvolvidos modelos refinados com um pacote comercial de elementos finitos (MSC/NASTRAN), habilitado à análise não-linear geométrica (SOL106). Baseado nos modelos, comprovou-se, numericamente, que a configuração dos reforços determina a rigidez tangente do conjunto. A adição de longarinas internas mostrou-se tão eficaz quanto um dispendioso arranjo de reforçadores e nervuras, tomado como referência. Em outra proposta, com reforçadores longos, sem nervuras, ocorreu o colapso prematuro da caixa, evocando os cilindros de Koiter. O comportamento observado em caixas retas, prismáticas e pesadas repetiu-se, com poucas ressalvas, para caixas cônicas, oblíquas e mais leves. A técnica de simulação foi validada através de um ensaio estático: uma caixa representativa foi submetida a um carregamento de flexo-torção, consideravelmente superior à carga de flambagem inicial. A partir de deslocamentos medidos durante o ensaio, traçou-se a curva de carga-rigidez, que foi comparada à curva prevista. Apesar de consideráveis desvios introduzidos pelas condições de apoio, os resultados experimentais confirmaram a representatividade dos modelos.

The present work discusses the application of neural networks for the accurate prediction of aerodynamic coefficients of airfoil and wing-body configurations. Meta-models based on neural-network are able to handle non-linear problems with a large amount of variables. In this highlight, an efficient methodology employing neural networks for predicting aerodynamic coefficients of generic aircraft was developed. Basic aerodynamic coefficients are modeled depending on angle of attack, number of Mach, Reynolds number, and the lift coefficient of the configuration. A database is provided for the neural network, which is initially trained to learn an overall non-linear model dependent on a large number of variables. A new set of data, which can be relatively sparse, is then supplied to the network to produce a new model consistent with the previous model and the new data. The new model is able to accurately estimate in the sparse test data points and thus the obtaining of a result for a generic configuration is relatively an easy and quick task. Because of this, the methodology is highly suited to be incorporated into a multi-disciplinary design and optimization framework, which make extensively use of aerodynamic calculation for using in other applications, to evaluate performance and loads, besides other core tasks. A Multilayer Perceptrons (MLP) network was designed and employed for predicting drag polar curves of generic airfoils for a given Mach and Reynolds number variation. Airfoil geometry is modeled by polynomial functions described by twelve variables.

No presente trabalho é realizada uma análise paramétrica de perfis transônicos, baseado-se em suas expectativas de distribuições de pressão para obterem-se as características de desempenho aerodinâmico. O método aqui utilizado consistiu no uso de um perfil transônico típico, com uma dada distribuição de pressão, e perfis derivados deste primeiro, sendo que cada um destes apresenta uma diferença específica na distribuição de pressão em relação aos perfis básicos. Analisando cada um destes perfis, e comparando-os com o perfil básico, foram obtidas as características de desempenho tais como: curvas de máximo c1 utilizável em alta velocidade, evolução do arrasto com a velocidade, e evolução do momento de arfagem com a velocidade, possibilitando identificar as influências das variações da distribuição de pressão nestas características. Foram também analisadas as alterações resultantes na geometria dos perfis e alguns parâmetros específicos da camada limite, quando necessários. As análises foram realizadas com o código MSES, que é um código de CFD utilizado no projeto e análise de perfis transônicos.

O presente trabalho se insere no desenvolvimento de códigos de simulação em CFD utilizados pelo Instituto de Aeronáutica e Espaço (DCTA/IAE) e pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (DCTA/ITA) para o cálculo do desempenho aerodinâmico de configurações aeroespaciais diversas. O trabalho enfoca configurações aeronáuticas em condições de alta sustentação e, usualmente, com dispositivos hiper-sustentadores estendidos. A análise do escoamento nestas condições de altos valores de sustentação é muito complexa devido à não linearidade do escoamento e à iminência da separação do mesmo. Para tanto, será utilizado um código computacional em desenvolvimento no Laboratório de Aerodinâmica Computacional do DCTA/IAE/ALA, que utiliza uma formulação de Navier-Stokes com média de Reynolds juntamente com fechamentos de turbulência apropriados. O trabalho também utiliza códigos comerciais de uso corrente na comunidade aeroespacial. É parte integrante do trabalho contribuir para a validação e calibração do código em desenvolvimento para as aplicações de interesse, assim como para a avaliação dos códigos comerciais nestas mesmas aplicações. Tal esforço inclui a análise de modelos de turbulência mais adequados e estudos detalhados de refinamento e topologia de malhas, bem como permitir recomendações quanto aos requisitos para tratar tais problemas em um ambiente industrial. Os estudos consideram configurações bidimensionais de aerofólios com dispositivos hiper-sustentadores. Além disso, foi implementado um método de pré-condicionamento, que é construído a partir de modificações sobre os esquemas compressíveis usuais. Desta forma, obtém-se métodos numéricos mais robustos para o tratamento dos escoamentos encontrados nas faixas de velocidade relevantes para a análise de dispositivos hiper-sustentadores. Com base em uma análise preliminar e resultados obtidos com o código computacional em uma geometria simplificada, constatou-se que as malhas computacionais necessárias para discretizar uma geometria realística de interesse, como, por exemplo, uma configuração 3-D asa-fuselagem, seria da ordem de alguns milhões de volumes. Portanto, foi necessária a paralelização do código computacional para que o mesmo pudesse ser compilado e executado em máquinas com diversos processadores ou em várias máquinas distintas. Este trabalho de paralelização constituiu-se em uma contribuição adicional do presente esforço.

Apresenta-se um modelo numérico para solução não-permanente dos coeficientes aerodinâmicos de um perfil fino em regime compressível, para escoamentos subsônico e supersônico. O método presta-se como ferramenta em análises de anteprojeto visto seu baixo custo e rapidez. A solução apresentada (resposta indicial) pode ser extrapolada em outros estudos como cálculos de rajadas, derivadas de drapejo (flutter), derivadas de estabilidade e outros movimentos quaisquer. As hipóteses consideradas são fluido não viscoso, escoamento irrotacional e admite-se o conceito de pequenas perturbações. No presente trabalho o estudo é restrito à equação clássica da aerodinâmica não estacionária (equação do potencial de perturbação de velocidade linearizada) escrita em um referencial fixo ao corpo que se move com velocidade constante. É obtida numericamente a resposta indicial do perfil. Isto é, seja um perfil movendo-se com velocidade constante num meio em repouso e, num tempo igual a zero, inicia-se um movimento de translação vertical sem ângulo de ataque no perfil. São resultados do modelo proposto os coeficientes de sustentação e de momento, bem como a distribuição de pressão sobre a corda ao longo do tempo (em número de cordas percorridas pelo perfil). A modelagem numérica é feita através da discretização de uma placa plana em segmentos uniformes e a singularidade utilizada é vórtice em regime compressível. O método é validado usando soluções disponíveis na literatura, sendo que a solução analítica para o regime supersônico é desenvolvida no trabalho.