A formação de gelo em aeronaves é um tópico de grande interesse para a indústria aeronáutica. Vários acidentes fatais já ocorreram na aviação comercial em decorrência da formação de gelo em partes sensíveis de aeronaves. Por conta disso, os órgãos certificadores elaboraram uma série de requisitos em relação aos mecanismos de proteção e de eliminação de gelo, assim como na avaliação da qualidade de vôo e desempenho de uma aeronave que opere em condições de gelo acumulado nas suas superfícies de sustentação e de controle. Ao longo dos anos, muitos estudos têm sido conduzidos de maneira a se alcançar uma rápida e precisa maneira de avaliar esse fenômeno e com isso reduzir o ciclo de projeto. Nesse trabalho, é apresentado um método simples de avaliação do mecanismo de acúmulo de gelo em aerofólios, baseado principalmente no cálculo da eficiência de coleta, um dos principais parâmetros envolvidos no processo. Partindo-se de um código numérico desenvolvido por Lozowski e Oleskiw [1], foi realizada uma reestruturação do mesmo. Algumas subrotinas foram atualizadas, assim como novos e melhores procedimentos de cálculo foram adicionados ao código original. A versão atual do código foi validada através da comparação com a versão original e, posteriormente, foram conduzidas análises da influência de diversos parâmetros na eficiência de coleta resultante de um determinado corpo submetido a condições conhecidas. Além disso, foram avaliados alguns casos relativos à formação de gelo e os resultados são comentados aqui.

Na presente dissertação pretende-se mostrar a motivação, o planejamento e a metodologia usada para desenvolver o projeto e a implementação de um pacote aerodinâmico no veículo de competição da equipe EESC-USP Fórmula SAE da Escola de Engenharia de São Carlos. O principal objetivo no projeto da equipe é a dinâmica veicular. À partir disso, será projetado um pacote aerodinâmico a fim de gerar força de sustentação negativa ou downforce, melhorando a capacidade de tração dos pneus com o asfalto da pista e proporcionando maiores valores de aceleração lateral e velocidade nas curvas. Inicialmente é realizado um estudo para encontrar a melhor configuração nas simulações em dinâmica de fluidos computacional (CFD) a fim de otimizar a relação entre a fiabilidade dos resultados obtidos e o custo computacional deles. Também é feita uma descrição geral dos perfis aerodinâmicos a serem usados e um breve analise deles. Com base nesses resultados são projetados o diferentes dispositivos aerodinâmicos, onde são aplicadas estratégias de alto downforce a fim de otimizar o desempenho deles. Além disso, é realizado uma análise do comportamento aerodinâmico do veículo inteiro, com o intuito de integrar as diferentes componentes do carro que são influenciadas pela aerodinâmica. Também é feito um estudo em dinâmica veicular que visa entender o comportamento do carro em pista sob influência das forças aerodinâmicas. Finalmente, o modelo real do veículo é construído e é levado para pista a fim de realizar uma série de testes para validar os dados encontrados nas simulações. / In the present dissertation, it is intended to show the motivation, planning and methodology used to develop the design and implementation of an aerodynamic package in the EESSC-USP Formula SAE\'s race car of the Engineering School of São Carlos. The main objective of the team is vehicle dynamics. From this, an aerodynamic package is designed in order to generate negative lift forces known as downforce, improving the traction capacity between the tires and the asphalt of the track, and providing larger values of lateral acceleration and cornering speeds. Initially, a study to find the best configurations in CFD simulations is performed in order to optimize the rate between reliability of obtained results and computation cost. In addition, a general description and analysis of the aerodynamic profiles used is done. On basis in these results, several aerodynamic devices are designed, and some strategies of high downforce are applied to optimize its performance. Furthermore, an analysis of aerodynamic behavior of the entire vehicle is done with the purpose of integrating other components of the car influenced by aerodynamics. Also, a study about vehicle dynamics is done searching to understand the behavior of the car in track under the influence of aerodynamic forces. Finally, the real model of the race car is constructed and put on track in order to carry out several tests to validate found data in simulations.

A computer code was developed from scratch to simulate the flow over the NACA 0012 airfoil at different Reynolds and Mach numbers. The domain was discretized in a structured-grid context. The equations were numerically solved by a finite-volume technique, using three different time-marching schemes. The Euler flow was initially modeled as well as a Reynolds-averaged Navier Stokes formulation was calculated. The Baldwin and Lomax turbulence model was employed to close the problem. The influence of a number of numerical parameters upon the computational solutions was investigated in the first phase of the work. The inviscid simulations were compared with other numerical results available in the literature. Each modification is thoroughly described and compared to the base-line case. Conclusions were drawn regarding how each of these chances affected the final result. The last Euler simulation was done using the Jameson, MacCormack and the Shu schemes in order to select the most appropriate one of the three to be employed to solve the Reynolds-averaged Navier Stokes equations. The viscous flow simulations started with the incompressible, laminar flow over a flat plate. The implementation of the viscous terms was validated calculating and comparing the results with the known Blasius analytical solution. Finally, the compressible, turbulent viscous flow over the NACA 0012 airfoil was numerically solved. The pressure coefficient distribution along the airfoil chord and the normal force coefficient were compared with experimental data due to Harris.

Sistemas mecânicos propulsivos, como as turbinas a gás estacionárias, operam em elevadas pressões (da ordem de 30 atm) e temperaturas (800C). Estes dois parâmetros são fundamentais no rendimento de motores térmicos que hoje exige uma demanda em aumentar e melhorar as condições destes motores para operarem em regimes de temperatura e pressão ainda mais elevados. Neste tipo de motores (turbinas a gás) coexistem sofisticados sistemas de refrigeração e revestimentos do tipo barreiras térmicas, as assim chamadas TBCs, os quais permitem que as superligas que compõem os componentes do motor possam responder adequadamente às solicitações mecânicas e térmicas durante a operação da turbina. A utilização dos revestimentos de barreiras térmicas, em conjunto com sistemas de refrigeração, permite que estes engenhos operem em temperaturas acima da temperatura de fusão de alguns dos metais das superligas que compõem os elementos do motor, que são da ordem ou superiores a 250C. Como exemplo pode-se citar os primeiros estágios de palhetas de turbinas de alta pressão. Além disso, o emprego destas barreiras térmicas, reduzem a temperatura de trabalho do metal, e como resultado há um aumento da vida útil dos componentes do motor . Durante a operação, as palhetas das turbinas a gás são expostas a tensões térmicas e processos de oxidação e corrosão a altas temperaturas pelos gases provenientes da câmara de combustão do motor. Para proporcionar proteção contra a oxidação e corrosão das super ligas que compõem estas palhetas, entre outros componentes do motor, são aplicadas barreiras térmicas sob a forma de depósitos de filmes finos ou, de outra forma, interdifusão metálica. Por exemplo, a difusão de alumínio metálico na superliga é atualmente um dos processos mais empregados na formação desta barreira tendo sido estimado que o produto da reação do alumínio com o níquel da superliga, denominado Aluminide, é utilizado em cerca de 80% dos perfis aerodinâmicos destes motores revestidos. Os componentes mecânicos destas turbinas são ligas de titânio, denominadas superligas. Estas ligas contém níquel em sua estrutura que reagem com o alumínio formando NiAl. Aumentando, desta forma, a atividade do alumínio, que é o elemento fonte para a camada protetora de alumina (Al2O3) na superfície do componente da turbina. Convencionalmente, a difusão do revestimento do aluminide é formada pelo processo de cementação em caixa, onde um pacote contendo alumínio metálico, finamente dividido (pó), reage à alta temperatura com o próprio componente da superliga (Ni). Normalmente, forma-se um revestimento exterior a região inter-metálica ?-NiAl e uma inter-difusão na região de interface do revestimento/substrato. O objetivo deste trabalho de pesquisa consiste em investigar os benefícios da aplicação de duas camadas de revestimento do tipo difusão de alumínio pela superliga nas palhetas de alta pressão de turbinas aeronáuticas com o propósito de reforçar a resistência das ligas formadas, a base de níquel, aos processos de oxidação e a corrosão à altas temperaturas e pressão, e desta forma, estimar a vida útil destes motores aeronáuticos. Como resultado, observou-se que a duplicação da espessura da barreira térmica em amostras de aerofólios a base de uma liga denominada IN-738, submetidas a teste de vôo em um mesmo motor, retiradas para análise após 25.000 horas de operação, praticamente não houve corrosão da peça. O aerofólio assim revestido não apresentou formas de desgaste na sua superfície, apesar de ter apresentado uma diminuição da espessura.

Nesse trabalho, é estudado o emprego de uma técnica de especificação de condições de contorno em geometrias complexas e/ou móveis conhecida por fronteiras imersas ou immersed boundaries. É dada uma visão introdutória da técnica de fronteiras imersas, onde o conceito é explicado com uma visão geral do problema. Também é abordado um breve histórico dessa técnica, através do comentário de alguns trabalhos pioneiros e relevantes sobre o assunto. As equações de Navier-Stokes são colocadas em conjunto com as hipóteses de modelamento do fluido utilizadas e com as relações constitutivas adotadas. São comentados também os processos de média e adimensionalização adotados, bem como as modificações nas equações originais para inclusão dos termos de fronteiras imersas. Por fim, é apresentada a formulação do termo de força de superfície, que completa a formulação empregada. São abordados os métodos de discretização temporal e espacial com ênfase no algoritmo utilizado para a discretização das equações de Euler: o método upwind de Steger e Warming. São comentadas também a implementação de condições de contorno não reflexivas em fronteiras remotas, e a implementação do método de fronteiras imersas. Também é apresentado o esquema de multi-malhas empregado. Uma série de problemas modelo é utilizada para comprovar a correta implementação numérica da formulação apresentada. São apresentados e comentados os resultados obtidos com o código validado para o escoamento subsônico a Mach 0,40 sobre um aerofólio NACA 0012 com ângulo de ataque nulo e número de Reynolds de 105. É demonstrada a relação entre a necessidade de refinamento de malha e a espessura da camada limite. Conseqüentemente, são apresentadas as dificuldades na aplicação do método de fronteiras imersas para problemas com números de Reynolds mais elevados em conjunto com sugestões para novas abordagens do tema.

Simulações numéricas foram realizadas utilizando-se um código computacional desenvolvido para resolver o sistema de equações de Navier-Stokes com média de Reynolds que modela o escoamento compressível turbulento em torno de um aerofólio NACA 0012. Foram utilizadas malhas estruturadas tipo O geradas algebricamente e diversos refinamentos puderam ser feitos. O método de volumes finitos foi empregado para discretizar o sistema de equações diferenciais parciais e os esquemas explícitos de MacCormack e Jameson foram implementados. Termos de viscosidade artificial foram adicionados explicitamente através de um modelo não-linear. O modelo de turbulência de uma equação de Spalart e Allmaras foi implementado para resolver o problema de fechamento da turbulência. Inicialmente, a formulação de Euler foi usada e resultados para a distribuição de pressão e coeficientes aerodinâmicos foram obtidos para quatro casos de escoamentos transônicos não-viscosos sobre o aerofólio. As soluções foram comparadas com os resultados de outros métodos numéricos disponíveis na literatura. Em seguida, um dos casos foi utilizado para avaliar a influência dos parâmetros numéricos como a viscosidade artificial e o refinamento da malha. Outro caso foi utilizado para comparar os esquemas explícitos de MacCormack e Jameson. Por último, o modelo de turbulência de uma equação de Spalart e Allmaras foi utilizado para a formulação de Navier-Stokes e as soluções foram comparadas com os dados experimentais de Harris e outros resultados numéricos obtidos com o modelo de turbulência algébrico de Baldwin e Lomax.

This report concerns the research, design, implementation and application of an airfoil trailing-edge noise prediction tool in the development of new, quieter airfoil for large-size wind turbine application. The tool is aimed at enabling comparative acoustic performance assessment of airfoils during the early development cycle of new blades and rotors for wind turbine applications. The ultimate goal is to enable the development of quieter wind turbines by the Wind Energy Industry. The task was accomplished by developing software that is simultaneously suitable for comparative design, computationally efficient and user-friendly. The tool was integrated into a state-of-the-art wind turbine design and analysis code that may be downloaded from the web, in compiled or source code form, under general public licensing, at no charge. During the development, an extensive review of the existing airfoil trailing-edge noise prediction models was accomplished, and the semi-empirical BPM model was selected and modified to cope with generic airfoil geometry. The intrinsic accuracy of the original noise prediction model was evaluated as well as its sensitivity to the turbulence length scale parameter, with restrictions imposed accordingly. The criterion allowed comparison of performance of both CFD-RANS and a hybrid solver (XFLR5) on the calculation of the turbulent boundary layer data, with the eventual adjustment and selection of the latter. After all the elements for assembling the method had been selected and the code specified, a collaboration project was made effective between Poli-USP and TU-Berlin, which allowed the seamless coupling of the new airfoil TE noise module, \"PNoise\", to the popular wind turbine design/analysis integrated environment, \"QBlade\". After implementation, the code calculation routines were thoroughly verified and then used in the development of a family of \"silent profiles\" with good relative acoustic and aerodynamic performance. The sample airfoil development study closed the initial design cycle of the new tool and illustrated its ability to fulfill the originally intended purpose of enabling the design of new, quieter blades and rotors for the advancement of the Wind Energy Industry with limited environmental footprint. / Este trabalho descreve a pesquisa de elementos iniciais, o projeto, a implantação e a aplicação de uma ferramenta de predição de ruído de bordo de fuga, no desenvolvimento de aerofólios mais silenciosos para turbinas eólicas de grande porte. O objetivo imediato da ferramenta é permitir a comparação de desempenho acústico relativo entre aerofólios no início do ciclo de projeto de novas pás e rotores de turbinas eólicas. O objetivo mais amplo é possibilitar o projeto de turbinas eólicas mais silenciosas, mas de desempenho aerodinâmico preservado, pela indústria da Energia Eólica. A consecução desses objetivos demandou o desenvolvimento de uma ferramenta que reunisse, simultaneamente, resolução comparativa, eficiência computacional e interface amigável, devido à natureza iterativa do projeto preliminar de um novo rotor. A ferramenta foi integrada a um ambiente avançado de projeto e análise de turbinas eólicas, de código aberto, que pode ser livremente baixado na Web. Durante a pesquisa foi realizada uma ampla revisão dos modelos existentes para predição de ruído de bordo de fuga, com a seleção do modelo semi-empírico BPM, que foi modificado para lidar com geometrias genéricas. A precisão intrínseca do modelo original foi avaliada, assim como sua sensibilidade ao parâmetro de escala de turbulência transversal, com restrições sendo impostas a esse parâmetro em decorrência da análise. Esse critério permitiu a comparação de resultados de cálculo provenientes de método CFD-RANS e de método híbrido (XFLR5) de solução da camada limite turbulenta, com a escolha do último. Após a seleção de todos os elementos do método e especificação do código, uma parceria foi estabelecida entre a Poli-USP e a TU-Berlin, que permitiu a adição de um novo módulo de ruído de bordo de fuga, denominado \"PNoise\", ao ambiente de projeto e análise integrado de turbinas eólicas \"QBlade\". Após a adição, as rotinas de cálculo foram criteriosamente verificadas e, em seguida, aplicadas ao desenvolvimento de aerofólios mais silenciosos, com bons resultados acústicos e aerodinâmicos relativos a uma geometria de referência. Esse desenvolvimento ilustrou a capacidade da ferramenta de cumprir a missão para a qual foi inicialmente projetada, qual seja, permitir à Indústria desenvolver pás mais silenciosas que irão colaborar com o avanço da energia eólica através da limitação do seu impacto ambiental.

No presente trabalho foi implementado um modelo matemático para simular o sistema antigelo eletrotérmico de um aerofólio. Por meio do programa ONERA2D simulou-se o escoamento potencial completo com velocidade 44,7 m/s (100 mph) e 89,4 m/s (200 mph) em torno de um aerofólio perfil NACA0012 de corda 0,914 m (3 pés) com ângulo de ataque de 0°, e calculou-se a eficiência de coleta local de gotículas de água com diâmetro mediano volumétrico de 20 μm. Foram simuladas quatro condições de teste com diferentes distribuições de fluxo de calor nos aquecedores elétricos do sistema antigelo. O modelo previu a distribuição de temperaturas na superfície sólida do aerofólio e no filme de água líquida, e as distribuições de fluxo de água líquida sobre a superfície do aerofólio (\"runback water\") e de coeficiente de transferência de calor por convecção de calor entre a superfície do aerofólio e o escoamento gasoso. Os resultados da simulação obtidos com o modelo foram comparados com resultados experimentais da NASA e os resultados numéricos dos programas LEWICE/ANTICE (EUA) e CANICE (Canada). Para as regiões molhadas pelo filme de água líquida, obteve-se um desvio máximo de temperatura de 2,6°C entre os resultados do presente modelo e o resultados experimentais. Para as regiões secas, onde não existe o filme de água líquida sobre a superfície do aerofólio, obteve-se um desvio de máximo de temperatura de 8°C. As previsões para distribuição de vazão de \"runback\", posição do término do filme de água líquida foram comparadas com os resultados do programa LEWICE/ANTICE. O modelo desenvolvido simula com adequada aproximação os efeitos da transferência de calor e de massa por convecção entre a superfície não-isotérmica do aerofólio ou do filme de água líquida e o escoamento gasoso, bem como os efeitos da transição entre o escoamento laminar e o turbulento na camada limite dinâmica e térmica e ainda a influência do escoamento do filme de água líquida sobre o desempenho do sistema de antigelo do aerofólio. / An electro-thermal anti-ice system was simulated with a mathematical model developed in the present work. A 44.7 m/s (100 mph) and 89.4 m/s (200 mph) full potential flow around a 0.914 m (3 ft) chord NACA0012 airfoil with 0° angle of attack and the local water catch efficiency of 20 μm median volumetric diameter droplets impingement were calculated by the numerical code ONERA2D. Four test conditions were simulated with four different heat flux distributions of the anti-ice system according to the experimental work developed at NASA. The model predicted distributions of solid surface and liquid water film temperatures, runback water flow and convection heat transfer coefficient between airfoil or water surface and gaseous flow. The simulated results obtained by the mathematical model developed were compared to NASA experimental results and the ones predicted by the numerical codes LEWICE/ANTICE (US) and CANICE (Canada). For the regions wetted by the water film, the present model provided 2.6°C maximum temperature deviations between the predicted results and experimental data. For the dry regions, where there is no liquid water on the airfoil surface, an 8°C maximum temperature deviation was obtained. The runback flow and water film ending point position were compared to LEWICE/ANTICE numerical results. The developed model predicts adequately the convection heat and mass transfer effects between the non-isothermal airfoil or liquid water film surface and the gaseous flow, as well the effects of laminar to turbulent flow transition within dynamic and thermal boundary layer and the influence of the liquid water film flow on the anti-ice system performance.

No presente trabalho foi implementado um modelo matemático para simular o sistema antigelo eletrotérmico de um aerofólio. Por meio do programa ONERA2D simulou-se o escoamento potencial completo com velocidade 44,7 m/s (100 mph) e 89,4 m/s (200 mph) em torno de um aerofólio perfil NACA0012 de corda 0,914 m (3 pés) com ângulo de ataque de 0°, e calculou-se a eficiência de coleta local de gotículas de água com diâmetro mediano volumétrico de 20 μm. Foram simuladas quatro condições de teste com diferentes distribuições de fluxo de calor nos aquecedores elétricos do sistema antigelo. O modelo previu a distribuição de temperaturas na superfície sólida do aerofólio e no filme de água líquida, e as distribuições de fluxo de água líquida sobre a superfície do aerofólio (\"runback water\") e de coeficiente de transferência de calor por convecção de calor entre a superfície do aerofólio e o escoamento gasoso. Os resultados da simulação obtidos com o modelo foram comparados com resultados experimentais da NASA e os resultados numéricos dos programas LEWICE/ANTICE (EUA) e CANICE (Canada). Para as regiões molhadas pelo filme de água líquida, obteve-se um desvio máximo de temperatura de 2,6°C entre os resultados do presente modelo e o resultados experimentais. Para as regiões secas, onde não existe o filme de água líquida sobre a superfície do aerofólio, obteve-se um desvio de máximo de temperatura de 8°C. As previsões para distribuição de vazão de \"runback\", posição do término do filme de água líquida foram comparadas com os resultados do programa LEWICE/ANTICE. O modelo desenvolvido simula com adequada aproximação os efeitos da transferência de calor e de massa por convecção entre a superfície não-isotérmica do aerofólio ou do filme de água líquida e o escoamento gasoso, bem como os efeitos da transição entre o escoamento laminar e o turbulento na camada limite dinâmica e térmica e ainda a influência do escoamento do filme de água líquida sobre o desempenho do sistema de antigelo do aerofólio. / An electro-thermal anti-ice system was simulated with a mathematical model developed in the present work. A 44.7 m/s (100 mph) and 89.4 m/s (200 mph) full potential flow around a 0.914 m (3 ft) chord NACA0012 airfoil with 0° angle of attack and the local water catch efficiency of 20 μm median volumetric diameter droplets impingement were calculated by the numerical code ONERA2D. Four test conditions were simulated with four different heat flux distributions of the anti-ice system according to the experimental work developed at NASA. The model predicted distributions of solid surface and liquid water film temperatures, runback water flow and convection heat transfer coefficient between airfoil or water surface and gaseous flow. The simulated results obtained by the mathematical model developed were compared to NASA experimental results and the ones predicted by the numerical codes LEWICE/ANTICE (US) and CANICE (Canada). For the regions wetted by the water film, the present model provided 2.6°C maximum temperature deviations between the predicted results and experimental data. For the dry regions, where there is no liquid water on the airfoil surface, an 8°C maximum temperature deviation was obtained. The runback flow and water film ending point position were compared to LEWICE/ANTICE numerical results. The developed model predicts adequately the convection heat and mass transfer effects between the non-isothermal airfoil or liquid water film surface and the gaseous flow, as well the effects of laminar to turbulent flow transition within dynamic and thermal boundary layer and the influence of the liquid water film flow on the anti-ice system performance.

This report concerns the research, design, implementation and application of an airfoil trailing-edge noise prediction tool in the development of new, quieter airfoil for large-size wind turbine application. The tool is aimed at enabling comparative acoustic performance assessment of airfoils during the early development cycle of new blades and rotors for wind turbine applications. The ultimate goal is to enable the development of quieter wind turbines by the Wind Energy Industry. The task was accomplished by developing software that is simultaneously suitable for comparative design, computationally efficient and user-friendly. The tool was integrated into a state-of-the-art wind turbine design and analysis code that may be downloaded from the web, in compiled or source code form, under general public licensing, at no charge. During the development, an extensive review of the existing airfoil trailing-edge noise prediction models was accomplished, and the semi-empirical BPM model was selected and modified to cope with generic airfoil geometry. The intrinsic accuracy of the original noise prediction model was evaluated as well as its sensitivity to the turbulence length scale parameter, with restrictions imposed accordingly. The criterion allowed comparison of performance of both CFD-RANS and a hybrid solver (XFLR5) on the calculation of the turbulent boundary layer data, with the eventual adjustment and selection of the latter. After all the elements for assembling the method had been selected and the code specified, a collaboration project was made effective between Poli-USP and TU-Berlin, which allowed the seamless coupling of the new airfoil TE noise module, \"PNoise\", to the popular wind turbine design/analysis integrated environment, \"QBlade\". After implementation, the code calculation routines were thoroughly verified and then used in the development of a family of \"silent profiles\" with good relative acoustic and aerodynamic performance. The sample airfoil development study closed the initial design cycle of the new tool and illustrated its ability to fulfill the originally intended purpose of enabling the design of new, quieter blades and rotors for the advancement of the Wind Energy Industry with limited environmental footprint. / Este trabalho descreve a pesquisa de elementos iniciais, o projeto, a implantação e a aplicação de uma ferramenta de predição de ruído de bordo de fuga, no desenvolvimento de aerofólios mais silenciosos para turbinas eólicas de grande porte. O objetivo imediato da ferramenta é permitir a comparação de desempenho acústico relativo entre aerofólios no início do ciclo de projeto de novas pás e rotores de turbinas eólicas. O objetivo mais amplo é possibilitar o projeto de turbinas eólicas mais silenciosas, mas de desempenho aerodinâmico preservado, pela indústria da Energia Eólica. A consecução desses objetivos demandou o desenvolvimento de uma ferramenta que reunisse, simultaneamente, resolução comparativa, eficiência computacional e interface amigável, devido à natureza iterativa do projeto preliminar de um novo rotor. A ferramenta foi integrada a um ambiente avançado de projeto e análise de turbinas eólicas, de código aberto, que pode ser livremente baixado na Web. Durante a pesquisa foi realizada uma ampla revisão dos modelos existentes para predição de ruído de bordo de fuga, com a seleção do modelo semi-empírico BPM, que foi modificado para lidar com geometrias genéricas. A precisão intrínseca do modelo original foi avaliada, assim como sua sensibilidade ao parâmetro de escala de turbulência transversal, com restrições sendo impostas a esse parâmetro em decorrência da análise. Esse critério permitiu a comparação de resultados de cálculo provenientes de método CFD-RANS e de método híbrido (XFLR5) de solução da camada limite turbulenta, com a escolha do último. Após a seleção de todos os elementos do método e especificação do código, uma parceria foi estabelecida entre a Poli-USP e a TU-Berlin, que permitiu a adição de um novo módulo de ruído de bordo de fuga, denominado \"PNoise\", ao ambiente de projeto e análise integrado de turbinas eólicas \"QBlade\". Após a adição, as rotinas de cálculo foram criteriosamente verificadas e, em seguida, aplicadas ao desenvolvimento de aerofólios mais silenciosos, com bons resultados acústicos e aerodinâmicos relativos a uma geometria de referência. Esse desenvolvimento ilustrou a capacidade da ferramenta de cumprir a missão para a qual foi inicialmente projetada, qual seja, permitir à Indústria desenvolver pás mais silenciosas que irão colaborar com o avanço da energia eólica através da limitação do seu impacto ambiental.