No desenvolvimento de aeronaves, o critério para a escolha da técnica de simulação a ser aplicada em tal projeto está no compromisso entre o tempo necessário para obtenção dos resultados e a qualidade da solução. O projeto inverso, técnica que determina a forma do aerofólio que é responsável por produzir uma distribuição de pressão meta numa condição específica de escoamento, apresenta boa solução para um menor tempo comparando-se com o método de otimização. Porém o projeto inverso apresenta a desvantagem de necessitar que seja descrita a distribuição de pressão meta que produzirá melhor performance aerodinâmica, sendo que esta tarefa não é trivial mesmo para aerodinamicistas experientes. Existem modelos simplificados que auxiliam o aerodinamicista na prescrição da distribuição de pressão meta, e por serem empíricos buscou-se estudar suas limitações. Sendo assim, o objetivo deste trabalho é validar os modelos paramétricos, de formulação semi-empírica e simplificada, utilizando soluções de maior fidelidade. A perspectiva deste trabalho é que, obtendo-se resultados positivos quanto a parametrização da distribuição de pressão, haveria a possibilidade de auxiliar o aerodinamicista no projeto inverso na tarefa de descrição da distribuição de pressão meta ótimo.

O tamanho de turbinas eólicas comerciais tem aumentado consideravelmente nos últimos 25 anos desde aproximadamente uma potência de 50KW com rotores de entre 10 e 15 metros de diâmetro até as turbinas comerciais atuais de 5MW de potência com diâmetros de mais de 120 metros. Este desenvolvimento requer o uso de ferramentas numéricas que permitam prever os carregamentos aerodinâmicos estacionários e não estacionários, não somente nas pás de turbinas, mas também o sistema como um todo, incluindo torre, rotor e sistemas de controle. Neste contexto, este trabalho apresenta um programa computacional baseado na teoria de elemento de pá, a fim de predizer parâmetros geométricos e velocidades relativas ótimos para a obtenção de máxima potência. O método de painéis foi adaptado de forma a incluir os efeitos rotacionais das pás a fim de predizer cargas aerodinâmicas em estado estacionário. A formulação é tridimensional e conta com efeitos de esteira e velocidades angulares. Um estudo de caso para uma pá de turbina eólica de 2MW de potência foi utilizado para demonstrar as capacidades do código desenvolvido. Para avaliar as capacidades do código, foram feitas três tipos de validações. Primeiro foram comparados resultados da literatura da teoria de elemento de pá e do método de elemento fonte-dipolo, "Doublet-Source Lattice", (por separado) com os resultados obtidos pelo código. Uma última validação quantitativa foi feita mediante a comparação com os resultados de um software de fluidodinâmica computacional. O trabalho apresentado não pretende concorrer com os pacotes comerciais de CFD. O que se pretende é desenvolver uma ferramenta de projeto preliminar de pás de turbinas eólicas que permita obter um projeto ótimo em um tempo relativamente curto. Futuramente se pretende continuar esta investigação aderindo ao código a possibilidade de analisar o comportamento estrutural e aeroelástico de pás de turbina eólica, asas e pás de helicópteros.

The objective of this work is to present a methodology to predict the maximum lift of clean twisted wings. To this end, a methodology that couples aerodynamic input data from airfoils with a modified Weissinger method is implemented in a computational tool package. The model considers wings with break, sweep, and dihedral, whereas geometric and aerodynamic twists are properly considered by means of an interpolation technique. The analysis and validation procedure of the methodology is presented. A comparison with available data confirms both robustness and accuracy of the proposed numerical method.

This work is part of the research and development, at the Institute for Advanced Studies (IEAv), of the first Brazilian hypersonic vehicle prototype, the 14-X airplane. As this vehicle will be propelled by scramjet (supersonic combustion ramjet) engines, this work presents detailed two-dimensional CFD analyses of the airflow in the intake system of such engines based on the 14-XB scramjet geometry and the expected flight conditions. The main objective is to study the airflow in the intake of the 14-XB at nominal flight condition and also for some off-design flight conditions and geometry using numerical methods and models available in the Fluent code. Off-design values of the vehicle velocity, angle of attack and altitude as well as of the angle of the inlet compression ramp and the number of inlet compression ramps were chosen to show how these changes impact the overall intake airflow. In this study are presented results for the airflow in the entire intake system and of specific flow variables at the engine combustor entrance, as well as calculation results of some intake performance parameters. Both, wall temperature and free stream flow turbulence effects on the intake airflow have also been analyzed. Investigation of viscous flow modeling and of the effects of temperature-dependent air properties has also been performed. Inviscid flow calculations have been performed to serve as a comparison basis for the viscous flow effects and as preliminary information of the airflow. A model validation analysis of the k-kl-? and Transition SST transition models has shown that both models can calculate BL and shock wave interactions (SWBLI) quite well, although, the k-kl-? is better to calculate the separation region whereas the Transition SST is superior to predict the reattachment point. Wall temperature has shown to affect quite significantly SWBLI while viscous flow modeling has shown to have an important impact on the intake airflow with some degradation of the intake system performance.

Atualmente, o mercado tem mostrado uma tendência da necessidade por aeronaves cada vêz mais rápidas, exigindo o voo para um alto número de Mach. Com o intuito de obter o desempenho ótimo para essa condição, é extremamente necessário observar os efeitos no arrasto advindos da compressibilidade e esses são mensurados através da análise do Drag Rise. Nesse âmbito, o presente estudo tem como objetivo, no nível de projeto preliminar, observar a influência no comportamento do Drag Rise de um sistema asa-fuselagem dada a variação de alguns parâmetros que definem a forma da asa, tais como: enflechamento, espessura, afilamento e alongamento, além de algumas condições de voo modeladas através do coeficiente de sustentação global da aeronave e do número de Reynolds de voo. Uma vez definidos os parâmetros de entrada da análise, estes são colocados no cartão de entrada do programa BLWF, que calcula a aerodinâmica do sistema asa-fuselagem para uma condição pré-definida. Deste programa são extraídos, como dados de saída, os seguintes arrastos: induzido, de atrito, de pressão e de onda. De posse desses arrastos, é feita a soma de seus componentes e calculada a variação da compressibilidade. Tendo a ultima quantificada, a análise do Drag Rise é feita plotando a variação do arrasto de compressibilidade ( CD) vs número de Mach, e assim, é avaliado a influência dos parâmetros anteriormente citados (enflechamento, espessura, afilamento, alongamento, coeficiente de sustentação global e número de Reynolds) em que é observado se o Drag Rise ocorre mais próximo ou mais longe do número de Mach igual a um.

A modelagem matemática do escoamento sobre asas através da Teoria da Linha Sustentadora possibilita a compreensão do fenômeno físico e serve como estimativa preliminar dos coeficientes aerodinâmicos da asa. O modelo clássico de Prandtl da linha sustentadora ainda é empregado atualmente devido à relativa simplicidade e por apresentar bons resultados para asas retas, perfis variados e de área em planta generalizada. Entretanto, para asas com enflechamento o modelo de Prandtl não possibilita a predição correta da distribuição de circulação, resultando em erros nos coeficientes aerodinâmicos cada vez maiores na medida em que o enflechamento aumenta. Neste trabalho, realiza-se uma revisão acerca dos modelos baseados na Teoria da Linha Sustentadora presentes na literatura e implementam-se adaptações do modelo clássico a fim de predizer a distribuição de circulação de uma asa enflechada. Foram propostos três modelos: duas formulações lineares com diferentes condições de contorno e um modelo não linear. Através dos modelos foi possível observar a distribuição de circulação ao longo da envergadura da asa. Utilizando o modelo fundamentado na Linha Sustentadora de Prandtl, foi possível obter resultados condizentes com a literatura para enflechamentos pequenos e/ou com elevados valores de alongamento. O modelo linear da Linha Sustentadora Estendida de Weissinger possibilitou a obtenção de resultados mais coerentes para asas com enflechamentos e/ou alongamentos pequenos. O modelo não linear para a Linha Sustentadora de Prandtl mostrou resultados coerentes com a literatura para casos específicos, porém requereu maior esforço para calibração dos parâmetros numéricos de simulação.

O desempenho em pista de aeronaves é de extrema importância para o sucesso do projeto, pois ele pode limitar a operação da aeronave, dependendo do comprimento da pista dos aeroportos. Para aeronaves da aviação executiva, o sucesso de vendas guarda uma relação direta com esses parâmetros, já que as mesmas podem atender um número maior de aeroportos e/ou operar com maior variedade de combinações de carga paga e combustível carregados, tornando a aeronave muito mais versátil. Com essa premissa em mente, se torna importante a obtenção da estimativa do comprimento de pista para decolagem e pouso nas fases iniciais do projeto aeronáutico, possibilitando tempo, à baixo custo, para que se possa corrigir qualquer problema que possa comprometer o desempenho da aeronave. As manobras que determinam a velocidades mínimas de decolagem e velocidades mínimas de controle em solo são as escolhidas para serem estudadas, dada a importância que possuem no dimensionamento da empenagem da aeronave. As principais dificuldades na estimativa dessas velocidades são a obtenção dos dados aerodinâmicos sob efeito solo e das características dinâmicas do trem de pouso. Portanto decidiu-se concentrar o estudo na sensibilidade de alguns parâmetros aerodinâmicos a fim de melhor direcionar os trabalhos de modelagem.

O voo autorrotativo de helicópteros monomotores apresenta peculiaridades tanto em termos de desempenho, quanto em qualidades de voo. Essa pesquisa aborda essas especificidades, sob a óptica dos processos de certificação, especialmente nos baseados nas normas FAR-27, com foco nos fatores humanos da segurança de voo. São descritos diversos fatores que influenciam decisivamente na carga de trabalho a que o piloto fica sujeito durante uma falha do motor e as ações necessárias para se realizar um pouso seguro em autorrotação. São propostos requisitos, que se aplicados nos processos de desenvolvimento e/ou aquisição de helicópteros dessa categoria, aumentam a segurança de voo e diminuem a carga de trabalho dos pilotos, durante um evento real de falha do motor. Foram estudados os requisitos, relacionados com os alarmes naturais e artificiais; os desbalanceamentos aerodinâmicos, especialmente nos instantes que seguem à falha do motor; o tempo de reação do piloto e a velocidade de abaixamento do comando coletivo. Já a metodologia de determinação das áreas inseguras do diagrama de altura por velocidade, a "curva do homem morto", é investigada, quantificada, comparada com as principais normas internacionais e validada em uma campanha de ensaios em voo, realizada em uma aeronave AS-350 da Força Aérea Brasileira, levada a cabo por pilotos e engenheiros de prova do Instituto de Pesquisas e Ensaios em Voo (IPEV) do DCTA. Esses estudos permitem a determinação da metodologia para definição de requisitos quantitativos do voo autorrotativo de helicópteros monomotores, com a finalidade de se diminuir os acidentes catastróficos resultantes das ações inadequadas dos pilotos durante o voo autorrotativo, bem como assessorar as autoridades envolvidas no processo de aquisição, desenvolvimento e certificação dos novos helicópteros de instrução das Forças Armadas Brasileiras.

O objetivo deste trabalho é a apresentação de um método prático para a obtenção das características aerodinâmicas de asas variando diversas propriedades geométricas. O método apresentado visa ser aplicado em tarefas relacionadas ao projeto de aeronaves utilizando métodos de otimização multidisciplinar e em investigações onde o fator consumo computacional versus precisão dos resultados seja fundamental. Para atingir estes objetivos, foi implementada uma metodologia que tem como base de cálculo o modelo da linha sustentadora estendida apresentado por Weissinger. O modelo possibilita o cálculo de asas variando o enflechamento, alongamento, afilamento e torção, entre outros parâmetros. Somado a um conjunto de correções e o uso de outras metodologias aplicadas em sub-rotinas, o método apresenta-se como uma ferramenta rápida e que fornece bons resultados quando comparada com outras metodologias similares utilizados na atualidade. Neste trabalho, são apresentadas a fundamentação teórica, análises de convergência e resultados comparativos com a teoria e testes experimentais, que em conjunto, demostram as capacidades e aplicabilidades do mesmo.

This work deals with several computational methodologies for the aeroelastic study of flexible aircraft wings on a preliminary design phase. An in-house vortex lattice method code named VLM4FW has been implemented with correction of sidewash and backwash effects to take into account the aeroelastic deformation of the wing in bending and torsion. In addition, corrections on the spanwise distribution of induced drag based on the cross-flow energy in the wake have been included. This code has been also programmed to be coupled in a co-simulation scheme with Abaqus for aeroelastic geometrical non-linear simulations and compute steady flight loads. Then, based on the deformed wing configuration new natural frequencies and mode shapes are extracted in MSC.Nastran with the solution sequence SOL 103. Flutter studies are next performed using the ZONA6 g-Method in ZAERO to analyze the dynamic aeroelastic instability and evaluate the results compared to the undeformed initial wing shape. Several case studies have been adopted to validate the VLM4FW program with rigid and flexible wings, such as the AE-249 and GNBA aircraft. Depending on the wing aspect ratio and flexibility, the results obtained give a clear idea of how important is the deformed configuration for the study of dynamic aeroelastic instabilities. The fact of considering the initial wing shape to perform a flutter analysis can lead to large errors in the estimated critical speeds, and even worse, overestimate the real values. Flutter analyses based on geometrical nonlinear deformed wings are assumed to be conservative for the preliminary design condition and are expected to provide better results as technological advances introduce higher aspect ratios on very flexible wings.