The work presents a study of correction techniques to compute unsteady transonic pressure distributions and aeroelastic stability in this flow regime. The methodologies herein investigated are based on corrections of pressure distributions by the weighting of the lifting surface self-induced downwash, resulting from aeroelastic structural displacements or prescribed motions. A number approaches were investigated. An investigation into the linear/nonlinear behavior of unsteady transonic flows was also conducted. It was concluded from such investigation that unsteady transonic flows present a linear behavior with respect to small aeroelastic structural displacements around a steady nonlinear mean flow. Such behavior is the basis for further development of downwash correction methods.The correction of pressure distributions through the weighting of the lifting surface self-induced downwash is also known as downwash weighting method. This method has been enhanced leading to a new downwash correction technique. The procedure may be divided in two steps, where the first step is a nonlinear steady mean flow correction, with nonlinear pressure differences considered as reference conditions to correct the self induced downwash. The second step is the correction of the unsteady component of the downwash, where the corresponding reference unsteady pressure differences are predicted by a linear aerodynamic model, based on the potential flow equations.This extended downwash correction method led to a rational formulation named as "successive kernel expansion method" (SKEM). The unsteady pressures and aeroelastic stability boundaries computations using such method led to good agreement with experimental measurements. This procedure is a rapid form to compute the transonic flutter speed boundaries, compared to computational aeroelasticity and experimental techniques.

In this dissertation, a mathematical model was presented to simulate the steady state performance of a cross flow three-pass serrated plate fin compact evaporator. The refrigerant flows in three passes and the air flows in a single pass. The principle of the model was to divide the evaporator into 3 zones corresponding to each of the three refrigerant flow passes and to divide the third zone (the last zone before the refrigerant leaves the evaporator) into two sub zones - the two-phase sub zone and the single phase vapor sub zone. The fluid properties in a given zone are considered to be constant and uniform in that zone. The energy conservation equations were solved in each zone. Each zone's air flow outlet properties were the airflow inlet properties for the next zone while each zone's refrigerant outlet properties were the refrigerant inlet properties for the next zone. The results were compared to experimental data.

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.

Este trabalho apresenta uma simulação numérica da propagação de fumaça no interior do compartimento de carga dianteiro de uma aeronave Boeing 707 (B707) utilizando a técnica de CFD. As equações de conservação da Energia, da Massa, da Quantidade de Movimento e Concentração de Espécies (fuligem, CO e CO2) são resolvidas numericamente considerando as espécies como Escalares Passivos. A turbulência é tratada com base na hipótese de viscosidade turbulenta empregando-se o modelo k - e. Realizável. Para validar o procedimento do modelo proposto, são comparados os resultados numéricos utilizando o código Fluent e os experimentais fornecidos pelo FAA e também os resultados de simulação em CFD obtidos a partir de um código desenvolvido em parceria entre o FAA e a empresa Sandia National Laboratories. Um estudo de refinamento de malha é também apresentado com o intuito de garantir uma solução de compromisso entre qualidade dos resultados numéricos e o tempo computacional gasto. O modelo aqui apresentado tem potencial para ser utilizado no processo de certificação de aeronaves, diminuindo o número de ensaios típicos de fumaça exigidos pelos órgãos certificadores.

Este trabalho é parte importante de esforços contínuos que vêm sendo empreendidos pelo ITA e pelo IAE em desenvolver uma ferramenta numérica capaz de simular escoamentos hipersônicos em condição de não equilíbrio termodinâmico e químico. O interesse, além de desenvolver e adquirir conhecimento sobre códigos numéricos abrangentes, é auxiliar o projeto aerotermodinâmico do SARA (Satélite de Reentrada Atmosférica). O trabalho, contudo, não está endereçado especificamente a configurações de reentrada. Validações do código numérico já haviam sido realizadas com sucesso em simulações de escoamentos hipersônicos sobre diedros e mistura reativa formada por hidrogênio e ar. Entretanto, dificuldades foram observadas na simulação de um escoamento em regime permanente sobre um corpo rombudo e mistura reativa formada também por hidrogênio e ar em proporção estequiométrica. A onda de detonação é induzida pela onda de choque e, na solução experimental, está visualmente destacada da onda de choque. Na solução numérica, não foi possível observar esse destacamento. A dinâmica dos fluidos foi modelada pelas equações de Euler e a velocidade de reação química pela lei de Arrhenius. O algoritmo de discretização espacial empregado foi o método de segunda ordem de precisão proposto por Liou, conhecido como AUSM+, implementado em um contexto de volumes finitos e malhas não estruturadas. A evolução temporal é realizada separadamente para a parte da dinâmica dos fluidos e para a parte química. O método de discretização temporal da dinâmica dos fluidos utilizado foi o esquema de segunda ordem de precisão de Runge-Kutta, com cinco estágios no tempo. Para a integração da parte química, utilizou-se o código numérico VODE. O cálculo das velocidades de reação química é feito pelo código CHEMKIN-II. Duas metodologias para o acoplamento da parte química com a dinâmica dos fluidos foram empregadas. Na primeira, o acoplamento é feito pelo processo de separação do passo de tempo de Strang. A segunda é um método híbrido lagrangeano/euleriano proposto no presente trabalho, no qual o acoplamento é realizado através do uso de partículas lagrangeanas. A mistura reativa é formada por H2 e ar. O mecanismo de cinética química selecionado foi o de Balakrishnan e Williams. O presente trabalho analisa essas dificuldades, faz uma proposta de solução e substancia, implementa e apresenta a validação dessa proposta. O método híbrido lagrangeano/euleriano proposto no presente trabalho difere da formulação teórica usual no que se refere ao acoplamento da química nas equações da dinâmica dos fluidos. Com essa nova formulação, a parte referente à dinâmica dos fluidos continua considerando as propriedades médias centradas nos volumes, ao passo que o cálculo da parte química deixa de considerar valores médios das frações mássicas. Também é demonstrado neste trabalho que malhas estruturadas de quadriláteros são preferíveis a malhas não estruturadas.

O controle de temperatura de equipamentos eletrônicos tem sido objeto de vários trabalhos, e graças ao desenvolvimento tecnológico algumas ferramentas surgiram, possibilitando detalhados estudos em diversas áreas da engenharia. CFD (Computational Fluid Dynamics) é uma ferramenta de grande importância e cada vez mais utilizada quando se deseja estudar a dinâmica dos fluidos e a transferência de calor. O presente trabalho mostra o uso da ferramenta CFD para o estudo do resfriamento do compartimento de uma aeronave, composto de 11 equipamentos eletrônicos que dissipam calor com diferentes potências e 3 exaustores. São apresentadas também as simulações que foram feitas de modo a estudar o impacto da inversão dos sentidos dos exaustores, localizados na parede lateral do compartimento, que passaram a funcionar como ventiladores. Os resultados obtidos para os campos de escoamento de ar e temperatura mostraram quais configurações fornecem menores valores de temperatura média no "rack" de componentes eletrônicos e não comprometem a temperatura operacional desses equipamentos. Esses resultados também forneceram subsídios para verificar a ocorrência de correntes de ar "parasitas", refluxo no escoamento de ar e posicionamento mais adequado para uma melhor distribuição do ar no interior do "rack". Deste modo, a ferramenta se mostrou adequada para o que foi proposto no estudo.

Estudo dos efeitos aerodinâmicos de uma configuração canard-asa desenvolvida para uso em um treinador avançado militar utilizando método dos painéis com enrolamento de esteira (VSAERO). Análise de alguns comportamentos aerodinâmicos como: determinação da distribuição de sustentação ao longo da envergadura para a asa e para o canard, estimativa do Cl máximo da asa e do canard, influência do vórtice de ponta do canard nas características aerodinâmicas da asa, determinação da distribuição de Cp ao longo da corda em algumas estações da semi-asa e determinação da sustentação em função do ângulo de ataque para varias posições, diedros e deflexões do canard na condição de vôo baixo subsônico.

O presente trabalho consiste na simulação numérica de mecânica dos fluidos do escoamento presente na cabine de passageiros e galleys de uma aeronave de passageiros típica. Para a simulação numérica foi utilizado o software CATIA para a construção da geometria da cabine de passageiros e galleys, o ICEMCFD para a geração da malha não igualmente espaçada e o FLUENT para a solução da simulação numérica e visualização dos resultados. Na malha numérica incluiu-se a geometria dos assentos e passageiros, bem como os bagageiros e móveis das galleys dianteira e traseira. Incluiu-se uma superfície de simetria ao longo da geometria como hipótese simplificadora. A malha é do tipo não-estruturada com 3.700.000 elementos tetraédricos com maior refino em pontos onde se suspeita que haja maiores gradientes das propriedades envolvidas. Quanto às formulações matemática e numérica, as equações da conservação da massa, quantidade de movimento e modelo de turbulência do tipo k-? foram incluídas. Admitiu-se como fluido o ar atmosférico a propriedades constantes e isotérmico, solução segregada, acoplamento pressão-velocidade do tipo SIMPLE, e esquemas de discretização UPWIND de primeira e segunda ordem foram considerados. A simulação apresentou convergência satisfatória. Os resultados do campo de velocidades apresentaram-se dentro das expectativas.

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.

No presente trabalho são apresentadas simulações bi e tridimensionais de escoamentos em canais com expansão brusca, usando dinâmica de fluidos computacional (CFD). O objetivo é analisar as zonas de recirculação formadas à jusante da expansão para escoamentos laminares. As configurações geométricas são baseadas em trabalhos experimentais com razão de expansão (ER) igual a 1,9423 e razão de aspecto (AR) igual a 36 e com ER=2 e AR=8. Resultados de escoamentos bidimensionais (assumindo hipótese de bidimensionalidade no plano central do canal) e tridimensionais com AR=36 são apresentados para valores de Reynolds abaixo de 2500. Também são apresentados resultados tridimensionais com AR=8 para números de Reynolds abaixo de 400. O conjunto de equações diferenciais parciais (continuidade e quantidade de movimento) foi resolvido usando os métodos numéricos de elementos (Petrov-Galerkin compensado) e volumes finitos (upwind de 1 e 2 ordem) com um algoritmo não permanente, obtendo soluções estáveis permanentes com t?8. Os estudos de malha de volumes finitos mostraram que o elemento quadrilateral uniforme apresenta resultados mais coerentes com os experimentais. Comparando os resultados das simulações bidimensionais e tridimensionais (AR=36) com os experimentais da literatura, os resultados bidimensionais para x1/s apresentam melhor concordância com os experimentais. No entanto, os resultados tridimensionais apresentaram melhor concordância com os resultados experimentais para as outras zonas de recirculação. Portanto, as diferenças encontradas entre os resultados experimentais e numéricos não são devidas aos efeitos tridimensionais não capturados pelo modelo numérico bidimensional. As discordâncias podem estar sendo causadas por fenômenos não relatados nos trabalhos experimentais.