Tanto os motores turbo-jato quanto os turbo-fan, são os maiores responsáveis pela geração de ruído durante a decolagem, segmento de subida e de aceleração de uma aeronave. Devido a isto, o problema de ruído em jatos vem sendo intensamente investigado ao longo dos últimos anos. Já na fase do pouso, o slat é uma das fontes de ruído mais importantes. Para este caso, na maioria das aplicações práticas, existe o descolamento da camada limite no intradorso do slat a partir de onde se desenvolve uma camada de mistura. Ainda assim, existem inúmeros aspectos de tais escoamentos que precisam de investigação. Uma abordagem frequentemente feita para o estudo da instabilidade hidrodinâmica e ruído em jatos é o estudo de metade do jato. A estratégia consiste em estudar os fenômenos na camada de mistura, o que é uma aproximação razoável quando o jato tem diâmetro muito grande comparado à espessura da camada cisalhante que se desenvolve nas bordas do jato. Assim, alguns aspectos do ruído gerado pelos modos axi-simétricos de instabilidade são em grande parte reproduzidos. Um aspecto aparentemente jamais estudado antes é o efeito do emparelhamento de vórtices de diferentes geometrias na camada de mistura. Caso o efeito da modulação dos vórtices produzisse um padrão de ruído com características diferentes no emparelhamento, um controle ativo de escoamento por excitação periódica poderia ser usado para reduzir o ruído em jatos. O objetivo do presente trabalho é investigar tal efeito. A idéia é investigar este emparelhamento de vórtices na camada de mistura em desenvolvimento temporal bi-dimensional. Com isto foi possível visualizar um emparelhamento isolado de outros emparelhamentos e sem o efeito Doppler (presente na camada de mistura em desenvolvimento espacial). O método adotado foi a simulação numérica direta (DNS) das equações de Navier Stokes compressíveis na forma não-conservativa escritas na formulação característica. Os resultados mostram que a modulação dos vórtices não produz alteração significativa do ruído gerado no emparelhamento. / Turbo-fan and turbo-jet engines are the most important noise sources during the aircraft take off, climb and acceleration segments. Owing to this fact, the jet flow noise has been studied in the past years. For the landing stage, the slat is an important sound source. In this case, the slat leading edge frequently experiences a boundary layer deattachment causing the development of a mixing layer inside the slot. Nevertheless, there are many aspects of such phenomenon that have not been studied yet. Mixing layers constitutes an usual approach for jet flow instability in aeroacoustics studies. The stategy is to study the mixing layer in order to understand the jet-flow. This strategy becomes better as the ratio between the jet diameter and mixing layer thickness becomes larger. This approach is only reazonable for the jet flow axi-symetric unstable modes. The effect of vortex modulation on the vortex pairing sound production has not been found in the literature. If such effect could cause a significant change in the sound generation patterns, an active flow control system could be developed in order to enhance the jet noise performance. The purpose of the present work was to investigate such effect. It was also possible to observe a single vortex pairing inside a wide domain without the Doppler effect. The strategy was to study the vortex pairing in a bi-dimensional mixing layer under temporal development. The method used was the direct numerical simulation (DNS) of the compressible bidimensional (2D) Navier Stokes equations written in a nonconservative form of the characteristics formulation. The results showed that the vortex modulation did not produce a significant change on the vortex pairing sound.

A poluição sonora é um problema central de uma grande diversidade de aplicações industriais. Na engenharia, podemos citar diversos casos que geram ruído, como exemplos os trens, automóveis, rotores de helicópteros e o ruído aerodinâmico das aeronaves, o qual se divide em ruído gerado pelos motores a jato e a estruturas da aeronave. No presente momento o ruído dos motores aeronáuticos, principalmente os jatos, atingiu níveis de ruídos semelhantes às estruturas da aeronave, como por exemplo, eslates, flaps e trens de pouso. Desta forma, as autoridades de transporte aéreo estão exigindo também redução no ruído das estruturas. O presente trabalho apresenta a verificação das potencialidades e limitações do software CFD++, programa este adquirido pela EMBRAER e inserido como parte do projeto Aeronave Silenciosa, para assim poder compreender de uma melhor maneira o fenômeno da aeroacústica, e deste modo, poder contribuir para a redução do ruído externo das aeronaves. Para verificar as potencialidades e limitações do CFD++, foi proposto investigar o mecanismo de som do eslate. Tal fenômeno é devido ao deslocamento da camada limite no intradorso do eslate a partir de onde se desenvolve a camada de mistura, foco do presente trabalho. / Noise pollution is a central problem of a wide variety of industrial applications. In engineering, cite several cases that generate noise, as examples trains, automobiles, rotors of helicopters and the noise generated by aircraft, which is divided into noise generated by jet engines and airframe. At present the noise of aircraft engines, largely the jets reached noise levels similar structures, such as slat, flaps and landing gear. Thus, the air transport authorities are also demanding a reduction in noise of the structures of airframe. This report presents the verification of potentialities and limitations of CFD++, a program acquired by EMBRAER and inserted as part of the Silent Aircraft, so they can understand better how the phenomenon of aeroacoustics, and thus able to reduce contribute external noise from aircraft. To check the potentialities and limitations of CFD++, was proposed to investigate the mechanism of sound generated by the slat. This phenomenon is due to the displacement of the boundary layer on the lower surface of the slat from which the mixed layer develops. The mixing layer is the focus of this work.

Tanto os motores turbo-jato quanto os turbo-fan, são os maiores responsáveis pela geração de ruído durante a decolagem, segmento de subida e de aceleração de uma aeronave. Devido a isto, o problema de ruído em jatos vem sendo intensamente investigado ao longo dos últimos anos. Já na fase do pouso, o slat é uma das fontes de ruído mais importantes. Para este caso, na maioria das aplicações práticas, existe o descolamento da camada limite no intradorso do slat a partir de onde se desenvolve uma camada de mistura. Ainda assim, existem inúmeros aspectos de tais escoamentos que precisam de investigação. Uma abordagem frequentemente feita para o estudo da instabilidade hidrodinâmica e ruído em jatos é o estudo de metade do jato. A estratégia consiste em estudar os fenômenos na camada de mistura, o que é uma aproximação razoável quando o jato tem diâmetro muito grande comparado à espessura da camada cisalhante que se desenvolve nas bordas do jato. Assim, alguns aspectos do ruído gerado pelos modos axi-simétricos de instabilidade são em grande parte reproduzidos. Um aspecto aparentemente jamais estudado antes é o efeito do emparelhamento de vórtices de diferentes geometrias na camada de mistura. Caso o efeito da modulação dos vórtices produzisse um padrão de ruído com características diferentes no emparelhamento, um controle ativo de escoamento por excitação periódica poderia ser usado para reduzir o ruído em jatos. O objetivo do presente trabalho é investigar tal efeito. A idéia é investigar este emparelhamento de vórtices na camada de mistura em desenvolvimento temporal bi-dimensional. Com isto foi possível visualizar um emparelhamento isolado de outros emparelhamentos e sem o efeito Doppler (presente na camada de mistura em desenvolvimento espacial). O método adotado foi a simulação numérica direta (DNS) das equações de Navier Stokes compressíveis na forma não-conservativa escritas na formulação característica. Os resultados mostram que a modulação dos vórtices não produz alteração significativa do ruído gerado no emparelhamento. / Turbo-fan and turbo-jet engines are the most important noise sources during the aircraft take off, climb and acceleration segments. Owing to this fact, the jet flow noise has been studied in the past years. For the landing stage, the slat is an important sound source. In this case, the slat leading edge frequently experiences a boundary layer deattachment causing the development of a mixing layer inside the slot. Nevertheless, there are many aspects of such phenomenon that have not been studied yet. Mixing layers constitutes an usual approach for jet flow instability in aeroacoustics studies. The stategy is to study the mixing layer in order to understand the jet-flow. This strategy becomes better as the ratio between the jet diameter and mixing layer thickness becomes larger. This approach is only reazonable for the jet flow axi-symetric unstable modes. The effect of vortex modulation on the vortex pairing sound production has not been found in the literature. If such effect could cause a significant change in the sound generation patterns, an active flow control system could be developed in order to enhance the jet noise performance. The purpose of the present work was to investigate such effect. It was also possible to observe a single vortex pairing inside a wide domain without the Doppler effect. The strategy was to study the vortex pairing in a bi-dimensional mixing layer under temporal development. The method used was the direct numerical simulation (DNS) of the compressible bidimensional (2D) Navier Stokes equations written in a nonconservative form of the characteristics formulation. The results showed that the vortex modulation did not produce a significant change on the vortex pairing sound.

A poluição sonora é um problema central de uma grande diversidade de aplicações industriais. Na engenharia, podemos citar diversos casos que geram ruído, como exemplos os trens, automóveis, rotores de helicópteros e o ruído aerodinâmico das aeronaves, o qual se divide em ruído gerado pelos motores a jato e a estruturas da aeronave. No presente momento o ruído dos motores aeronáuticos, principalmente os jatos, atingiu níveis de ruídos semelhantes às estruturas da aeronave, como por exemplo, eslates, flaps e trens de pouso. Desta forma, as autoridades de transporte aéreo estão exigindo também redução no ruído das estruturas. O presente trabalho apresenta a verificação das potencialidades e limitações do software CFD++, programa este adquirido pela EMBRAER e inserido como parte do projeto Aeronave Silenciosa, para assim poder compreender de uma melhor maneira o fenômeno da aeroacústica, e deste modo, poder contribuir para a redução do ruído externo das aeronaves. Para verificar as potencialidades e limitações do CFD++, foi proposto investigar o mecanismo de som do eslate. Tal fenômeno é devido ao deslocamento da camada limite no intradorso do eslate a partir de onde se desenvolve a camada de mistura, foco do presente trabalho. / Noise pollution is a central problem of a wide variety of industrial applications. In engineering, cite several cases that generate noise, as examples trains, automobiles, rotors of helicopters and the noise generated by aircraft, which is divided into noise generated by jet engines and airframe. At present the noise of aircraft engines, largely the jets reached noise levels similar structures, such as slat, flaps and landing gear. Thus, the air transport authorities are also demanding a reduction in noise of the structures of airframe. This report presents the verification of potentialities and limitations of CFD++, a program acquired by EMBRAER and inserted as part of the Silent Aircraft, so they can understand better how the phenomenon of aeroacoustics, and thus able to reduce contribute external noise from aircraft. To check the potentialities and limitations of CFD++, was proposed to investigate the mechanism of sound generated by the slat. This phenomenon is due to the displacement of the boundary layer on the lower surface of the slat from which the mixed layer develops. The mixing layer is the focus of this work.

Em uma aeronave, dispositivos de hiper-sustentação à altos ângulos de ataque promovem a formação de esteiras. Tais esteiras influenciam o desempenho aerodinâmico. A esteira do eslate, por exemplo, afeta o ponto de transição do elemento principal da asa e é a fonte de ruído mais importante na estrutura do avião. Devido a geração de sustentação estas esteiras são assimétricas. Corpos imersos em escoamento cisalhante também produzem esteiras assimétricas, com importantes aplicações para a indústria petrolífera. Existem aspectos de tais escoamentos que precisam de investigação. Por exemplo, não há consenso sobre se pode ou não a assimetria suprimir desprendimento de vórtice ou como afeta o desprendimento da frequência. Na verdade, existe uma aparente discrepância entre os resultados encontrados na literatura. O objetivo do presente trabalho é contribuir para esta questão. A idéia foi investigar a influência da assimetria em um perfil de esteira bidimensional sob desenvolvimento temporal. O perfil da esteira assimétrica foi obtido por uma combinação entre um perfil de uma esteira gaussiana e um perfil tangente hiperbólico da camada de mistura. Foi desenvolvido uma análise bidimensional (2D) da teoria de estabilidade linear para o perfil. O trabalho também incluiu simulações numéricas diretas (DNS) bidimensionais da evolução da perturbação usando formulação característica das equações compressíveis de Navier-Stokes na forma não-conservativa. Os resultados mostraram que a assimetria reduz o frequência de desprendimento para a faixa investigada do parâmetro de assimetria 0 \'< OU =\' K \'< OU =\' 0,25. Para pequenos valores deste parâmetro os resultados mostraram que a assimetria promove a estabilidade. Efeitos do número de Mach na esteira assimétrica também foram investigados. Os resultados mostraram que o aumento do Ma reduziu a máxima taxa de amplificação e a banda instável. Além disso, os resultados da literatura foram reconciliados, levando-se em conta a variação do coeficiente de arrasto com a assimetria. Portanto, uma possível explicação para a controvérsia foi oferecido. / In an aircraft, high-lift devices operating at high angle of attack promote the formation wakes. Such wakes influence the aerodynamic performance. The slat wake, for example, affects the transition point of the wing main element and is the most important source of noise in the airframe. Owing to the generation of lift these wakes are asymmetries. Bodies immersed in a shear flow also produce asymmetric wakes, with important applications to the oil industry. There are aspects of such flows that need investigation. For instance, there is no consensus about whether or not the asymmetry can suppress vortex shedding or how it affects the shedding frequency. Indeed there is an apparent discrepancy between results found in literature. The aim of the present work was to contribute to this issue. The idea was to investigate the influence of asymmetry on a two-dimensional wake profile under temporal development. The asymmetric wake profile was obtained by a combination between a Gaussian wake profile and a hyperbolic tangent mixing layer profile. The bidimensional (2D) linear stability theory analysis of the profile was performed. The work also included 2D Direct Numerical Simulation (DNS) using the characteristic formulation of the compressible Navier-Stokes equations in non-conservative form. The results showed that the asymmetry reduces the shedding frequency for the range of 0 \'< OU =\' K \'< OU =\' 0,25 investigated. For small values of the asymmetric parameter the results showed that the asymmetry promotes stability. Effects of the number of Mach in asymmetric wake also were investigated. The results showed that the increase of Ma reduced the maximum rate amplification and the band unstable. Moreover, the results from literature were reconciled by taking into account the variation of the drag coefficient with the asymmetry. Therefore, a possible explanation for the controversy was offered.

Em uma aeronave, dispositivos de hiper-sustentação à altos ângulos de ataque promovem a formação de esteiras. Tais esteiras influenciam o desempenho aerodinâmico. A esteira do eslate, por exemplo, afeta o ponto de transição do elemento principal da asa e é a fonte de ruído mais importante na estrutura do avião. Devido a geração de sustentação estas esteiras são assimétricas. Corpos imersos em escoamento cisalhante também produzem esteiras assimétricas, com importantes aplicações para a indústria petrolífera. Existem aspectos de tais escoamentos que precisam de investigação. Por exemplo, não há consenso sobre se pode ou não a assimetria suprimir desprendimento de vórtice ou como afeta o desprendimento da frequência. Na verdade, existe uma aparente discrepância entre os resultados encontrados na literatura. O objetivo do presente trabalho é contribuir para esta questão. A idéia foi investigar a influência da assimetria em um perfil de esteira bidimensional sob desenvolvimento temporal. O perfil da esteira assimétrica foi obtido por uma combinação entre um perfil de uma esteira gaussiana e um perfil tangente hiperbólico da camada de mistura. Foi desenvolvido uma análise bidimensional (2D) da teoria de estabilidade linear para o perfil. O trabalho também incluiu simulações numéricas diretas (DNS) bidimensionais da evolução da perturbação usando formulação característica das equações compressíveis de Navier-Stokes na forma não-conservativa. Os resultados mostraram que a assimetria reduz o frequência de desprendimento para a faixa investigada do parâmetro de assimetria 0 \'< OU =\' K \'< OU =\' 0,25. Para pequenos valores deste parâmetro os resultados mostraram que a assimetria promove a estabilidade. Efeitos do número de Mach na esteira assimétrica também foram investigados. Os resultados mostraram que o aumento do Ma reduziu a máxima taxa de amplificação e a banda instável. Além disso, os resultados da literatura foram reconciliados, levando-se em conta a variação do coeficiente de arrasto com a assimetria. Portanto, uma possível explicação para a controvérsia foi oferecido. / In an aircraft, high-lift devices operating at high angle of attack promote the formation wakes. Such wakes influence the aerodynamic performance. The slat wake, for example, affects the transition point of the wing main element and is the most important source of noise in the airframe. Owing to the generation of lift these wakes are asymmetries. Bodies immersed in a shear flow also produce asymmetric wakes, with important applications to the oil industry. There are aspects of such flows that need investigation. For instance, there is no consensus about whether or not the asymmetry can suppress vortex shedding or how it affects the shedding frequency. Indeed there is an apparent discrepancy between results found in literature. The aim of the present work was to contribute to this issue. The idea was to investigate the influence of asymmetry on a two-dimensional wake profile under temporal development. The asymmetric wake profile was obtained by a combination between a Gaussian wake profile and a hyperbolic tangent mixing layer profile. The bidimensional (2D) linear stability theory analysis of the profile was performed. The work also included 2D Direct Numerical Simulation (DNS) using the characteristic formulation of the compressible Navier-Stokes equations in non-conservative form. The results showed that the asymmetry reduces the shedding frequency for the range of 0 \'< OU =\' K \'< OU =\' 0,25 investigated. For small values of the asymmetric parameter the results showed that the asymmetry promotes stability. Effects of the number of Mach in asymmetric wake also were investigated. The results showed that the increase of Ma reduced the maximum rate amplification and the band unstable. Moreover, the results from literature were reconciled by taking into account the variation of the drag coefficient with the asymmetry. Therefore, a possible explanation for the controversy was offered.