The present work is concerned with studying fluid-structure interaction problems using a high-fidelity representation for the fluid. In particular, the research aims to analyze the aeroelastic behavior of rigid airfoils and cylinders with elastic constraints, with emphasis in the effects of the inclusion of viscous terms in the aerodynamic formulation. The aerodynamic operator is constructed from the results of flow simulations using a computational fluid dynamics (CFD) tool which solves the 2-D Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations with appropriate turbulence closures. Both low and high Reynolds number flow conditions are addressed in the present investigation. An in-house developed CFD solver is used for the simulations. Studies of low Reynolds number flows are directed towards addressing the physical phenomena present in the wake of cylinders, as well as their effects on the bodies present in the flow. The typical applications of interest in such cases are vortex-induced vibration problems which can arise in many practical scenarios, ranging from satellite launch vehicles at the launch platform to underwater risers in the petroleum industry. The study of such low Reynolds number flows has also been used as a building block in the process of developing the computational tools for addressing the fluid-structure interaction problems of interest here, since the computational requirements in such cases are much less stringent. Studies performed at high Reynolds number flows are directed towards typical aeroelastic stability analyses of lifting surfaces at transonic conditions. The aeroelastic system of interest is represented by a rigid NACA 0012 airfoil-based typical section with both plunge and pitch elastic degrees of freedom. Root locus stability analyses of the aeroelastic system are performed in order to predict the flutter onset point for a given flight condition. Results obtained in the present work indicate that the simulation capability implemented is adequate for handling the fluid-structure interaction problems of interest. However, as expected, computational requirements become very severe for the high Reynolds number flows and several numerical techniques have to be brought to bear in order to allow treatment of such aeroelastic problems in a sufficiently efficient manner.

Multi-disciplinary Design Optimization highly demands computational resources, therefore it is important to develop design tools with low computational cost without compromising the fidelity of the model. The main goal of this work was to establish a methodology of training artificial neural networks for specific purposes of aircraft aerodynamic design, in order to substitute a computational fluid dynamics software in an optimization framework. This neural network would predict the lift and drag coefficients for an airliner';s wing-fuselage configuration based on its planform, airfoil, and flight condition parameters. This work also aimed to find the structure and the size of the network that best suits this problem, setting up references for future works. The aerodynamic database required for the neural network training was generated with a full-potential multiblock code. The training used the back propagation algorithm, the scaled conjugate gradient algorithm, and the Nguyen-Widrow weight initialization. Networks with different numbers of neurons were evaluated in order to minimize the regression error. The optimum networks reduced the computation time for the calculations of the aerodynamic coefficients in 4000 times when compared with the full-potential code. The average absolute errors obtained were of 0.004 and 0.0005 for lift and drag coefficients, respectively. We also propose an adapted version of the back propagation algorithm that allows the computation of gradients for optimization tasks using the artificial neural networks.

Este trabalho apresenta simulações numéricas de escoamento de fluidos através de placas de orifício, elementos primários de medição de vazão, em comparação aos resultados esperados por normas internacionais. O coeficiente de descarga usado para a determinação da vazão de um escoamento em uma tubulação foi obtido numericamente através da aplicação do modelo de turbulência de baixo Reynolds proposto por Launder-Sharma, resolvido através de um código aberto de Dinâmica de Fluidos Computacional. Diferentes configurações de placa de orifício foram analisadas, tais como: diâmetro do orifício de restrição, número de Reynolds, posição de instalação, ângulo de chanfro. A principal abordagem deste trabalho é apresentar uma metodologia para determinação do coeficiente de descarga para a montagem invertida da placa de orifício e apresentar os parâmetros que influenciam na determinação da vazão nesta condição. Foi observado que os melhores resultados foram obtidos para os maiores diâmetros de placa de orifício, salientando que todos os resultados apresentaram desvios inferiores a 2% em relação à norma ISO-5167 (2003). Na montagem invertida da placa de orifício foi observada uma redução na diferença de pressão entre as faces da placa de orifício em comparação à montagem correta, resultando em um maior valor necessário para o coeficiente de descarga. De acordo com os resultados deste trabalho a determinação do coeficiente de descarga para a montagem invertida da placa de orifício depende do número de Reynolds, ângulo de chanfro e da dimensão do orifício de restrição. Este trabalho apresenta ainda resultados para a determinação da vazão em condição de montagem invertida da placa, que podem ser abordados em trabalhos futuros para estimativa do coeficiente de descarga em condições adversas de montagem.

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.

Nas últimas décadas, as melhorias na tecnologia de extit{hardware} principalmente no que diz respeito a unidade de processamento central, memória e capacidade de armazenamento, diversas ferramentas numéricas aplicadas na engenharia foram desenvolvidas com o intuito de se obter respostas rápidas e mais baratas do que ensaios, experimentos e testes laboratoriais. A Dinâmica dos Fluidos Computacional (DFC) faz uma aproximação numérica como um meio de simular escoamentos. Um dos grandes desafios em soluções numéricas na DFC é a garantia da consistência, estabilidade e convergência garantindo com isso, a confiabilidade do código numérico. As turbomáquinas operam em uma ampla faixa de velocidades no campo do escoamento, podendo ter regiões com baixos números de Mach. Nesse ponto, surge um problema, pois códigos da DFC para o cálculo de escoamento compressível geralmente são programados seguindo formulações matemáticas baseadas no vetor de variáveis conservadas, podendo ter problemas numéricos e apresentar soluções inconsistentes devido a pequena variação da densidade do fluido. Chorin através de alguns estudos constatou que os códigos de DFC possuem uma diminuição de sua convergência e estabilidade quando o número de Mach do escoamento torna-se menor do que o limite de compressibilidade. Com o objetivo de solucionar este problema, Chorin criou a técnica de compressibilidade artificial. Choi e Merkle; Turkel e outros pesquisadores modificaram a técnica de compressibilidade artificial e desenvolveram a técnica de pré-condicionamento para diversas aplicações para garantir a convergência, estabilidade e melhorias na soluções numéricas dos códigos DFC para uma ampla faixa de velocidades do escoamento. No presente trabalho, foi realizada a implementação do método de pré-condicionamento de Turkel, Vatsa e Radaspiel em um programa de DFC desenvolvido por Tomita para calcular escoamentos compressíveis, internos e externos. A fim de melhorar a robustez do código numérico o pré-condicionador foi modificado seguindo o proposto no trabalho de Damorfal e Siu. O pré-condicionamento foi implementado primeiramente para as Equações de Euler e depois para escoamentos viscosos e turbulentos. Diversas experiências numéricas foram realizadas e resultados interessantes utilizando o código de DFC compressível e o código de DFC compressível com o pré-condicionador original e modificado foram obtidos. Todos estes casos estão apresentados e comentados no presente trabalho. A implementação do pré-condicionador em um código de DFC desenvolvido para o cálculo de escoamento tipicamente compressível resultou em uma ferramenta numérica com maior potencial para o cálculo do escoamento numa ampla faixa de número de Mach.

A demanda por energia elétrica nos últimos anos tem crescido a ritmos constantes. Países em desenvolvimento como a China e a Índia estão apresentando taxas de aumento de consumo de energia elétrica na faixa de 5% a 5,5% anuais, o que faz com que parte deste aumento de consumo seja fornecida através de uma geração com menor emissão de carbono. A energia eólica, por sua vez, é uma das formas de geração que apresenta um dos preços mais altos da energia. Por outro lado, diversos outros desafios se apresentam para que a energia eólica seja utilizada em larga escala e a sua implantação exige altos níveis de cooperação com entidades de proteção do meio-ambiente e governos locais de modo que sua operação seja rentável. O método da quantidade de movimento do elemento de pá (Blade Element Momentum Theory) se baseia no fato de que a variação da quantidade de movimento imposta a um anel do rotor é igual à força que o vento exerce sobre este elemento de pá. Esta aproximação simples, inicialmente concebida por Prandtl e Glauert, deve ser corrigida para diversos fenômenos, como as perdas originadas por arrasto induzido na ponta da pá, a rotação da esteira, o ângulo de inclinação entre o rotor e o vento incidente e demais fatores. Apesar dessas desvantagens, este trabalho mostra que o método do momentum do elemento de pá é uma boa forma de se obter mais rapidamente estimativas que levariam muito tempo de ser avaliadas caso fossem obtidas em um programa computacional comercial de mecânica dos fluidos. O objetivo deste trabalho é a análise e a seleção de uma pá eólica ótima, em estágio de projeto preliminar, utilizando o método do momentum do elemento de pá na sua forma em uma equação. Para tal, foram utilizadas rotinas computacionais menos onerosas que os tradicionais métodos de dinâmica dos fluidos computacional. O tipo de rotina numérica que mais se adequa à geração de parâmetros aerodinâmicos de um perfil é o método dos painéis. O método dos painéis e o método da quantidade de movimento do elemento de pá foram utilizados para se obter maiores coeficientes de potência (o coeficiente de potência CP é a relação entre a energia extraída do fluido e a energia disponível do fluido que passa por um rotor de turbina) de uma pá em um regime de operação pré-determinado.

Este trabalho tem o objetivo de avaliar o desempenho aerodinâmico de uma turbina eólica utilizando as técnicas de dinâmica dos fluidos computacional. Inicialmente, a pá ótima de um gerador eólico de 250kW foi desenvolvido com base na aplicação da Teoria do Elemento de Pá de Glauert, levando em consideração os efeitos de perdas de ponta de pá e rotação da esteira. As características da pá ótima foram definidas através da velocidade do vento e razão de velocidades na ponta da pá. O código utilizado também considera o efeito do ângulo de passo (pitch) e torção geométrica. A avaliação numérica de dinâmica dos fluidos computacional (CFD) foi desenvolvida através do software comercial ANSYS Fluent v.14.5. Os métodos utilizados para a discretização do domínio computacional e as técnicas de processamento, tais como condições de contorno, modelos de turbulência e critérios de convergência, estão descritos nesta dissertação. A análise do desempenho do rotor para várias condições de ângulo de passo, rotação e velocidade do vento médio serão devidamente apresentadas. Vários resultados são apresentados e analisados, incluindo a potência líquida extraída pelo rotor, eficiência aerodinâmica da pá, desenvolvimento da esteira do rotor, camada limite, gradiente de pressão, entre outros.

The object of this work is to apply CFD simulation in the description of the spray burning. As a case study, a pressure swirl injector, characterized and tested by NIST, has been chosen, which atomize liquid kerosene in an atmosphere of gaseous oxygen. The chamber dimensions allow a complete evaporation, avoiding the impact of drops on the circular wall. Swirl-axisymmetric domain and steady state permit to include combustion, a complex process, without requiring of high computational resources. Continuous phase is treated with an Eulerian reference, while fuel drops are tracked following the Lagrangian formulation. Chemical kinetics is reduced to the concept of mixture fraction. This assumption avoids the solution of too many transport equations for all involved species. In the first simulation, the inlet boundary of the continuous phase is obtained from the numerical solution of a fully developed flow transporting the oxidant gas. Then, four cases are proposed and solved, changing the turbulence intensity and swirl velocity on the inlet boundary, each parameter with two different values. Finally, results for the axial velocity, streamlines, drops trajectories, temperature, distribution and total production of selected species are analyzed and compared with other related studies.

O estudo de modelos matemáticos para o cálculo de desempenho de rotores, que começou no início do século 20 e se desenvolveu até meados daquele século, com Theodorsen, estagnou-se a partir da década de 1950, quando o uso de turboreatores se difundiu na propulsão aeronáutica. Recentemente a necessidade de desenvolvimento de sistemas propulsivos de alta eficiência para aeronaves de asas fixas e rotativas motiva um estudo mais detalhado sobre a aerodinâmica de rotores. As ferramentas utilizadas para projeto e análise de hélices, entretanto, ainda datam de décadas atrás. O presente estudo visa a comparar dois métodos de análise aerodinâmica de rotores. O primeiro é a formulação clássica da teoria do elemento de pá desenvolvida por Theodorsen. O segundo é um código baseado num método de singularidades tridimensional, segundo a formulação de Morino. Neste trabalho é desenvolvido um código de painéis tridimensional não estacionário de baixa-ordem, com distribuições constantes de dipolo e fonte sobre painéis quadrilaterais ou triangulares. O código é não-estacionário, e possui um algoritmo de relaxação da esteira livre no tempo, e dispõe de um método integral para cálculo de camada-limite e forças viscosas sobre a superfície dos painéis. O código também utiliza o recurso de processamento paralelo para acelerar a montagem das matrizes de coeficientes de influência e os cálculos de relaxação da esteira. Dois estudos de caso são feitos, simulando experimentos com rotores através dos dois métodos supracitados, e os resultados são comparados com dados experimentais encontrados na literatura. Dois outros estudos de caso são realizados para explorar a capacidade do método de painéis em modelar interferência entre o rotor e outras superfícies e condições de operação impossíveis de simular pela teoria clássica. Os resultados são analisados detalhadamente, e as vantagens e limitações de cada formulação são destacadas.

A previsão acurada de fenômenos aerodinâmicos não estacionários tem cada vez mais dependido do emprego de técnicas de Mecânica dos Fluidos Computacional (CFD). A aplicação de tais técnicas em problemas não estacionários depende crucialmente de tecnologias de geração de malha que, usualmente, são processos bastante lentos. Para contornar esta limitação, várias metodologias têm sido desenvolvidas a fim de calcular a dinâmica geométrica do problema físico sem gerar novamente uma malha computacional por completo. Neste sentido, este trabalho apresenta um estudo de técnicas eficientes de geração e movimentação de malhas computacionais para simulação não estacionária em CFD, com aplicações em Aeroelasticidade. Para este propósito, é implementada uma abordagem de movimentação de malhas baseada em Funções de Base Radial (RBF). Nesta metodologia, os deslocamentos dos pontos de malha na superfície da estrutura (móvel) são propagados para os pontos volumétricos (interiores), sem alterar a topologia da malha. Este trabalho conduz uma análise comparativa do emprego de diversos tipos de RBF na movimentação de malhas de níveis de refinamento diferentes, bidimensionais e tridimensionais, no que diz respeito à qualidade da malha deformada resultante. Além disso, aborda estratégias de movimentação e sua influência na qualidade de malha gerada. Como aplicação, é conduzida simulação aerodinâmica computacional com código BREXP3D. Este código utiliza formulação de mecânica dos fluidos não estacionária compressível e não viscosa (equações de Euler), implementada numericamente via método de diferenças finitas, o que exige malhas hexaédricas estruturadas. Este trabalho implementa condições de contorno para simulação de asa tridimensional em malhas monobloco e conduz simulação aerodinâmica estacionária em regime transônico, comparando com resultados experimentais. Problemas de malha e convergência não permitiram executar com sucesso a simulação aerodinâmica computacional não estacionária.