Os aspectos básicos da aplicação do Método das Singularidades ao escoamento transônico são analisados, através da resolução da equação transônica de pequenas perturbações em regime permanente bidimensional. A extensão desse método ao domínio transônico, intrinsecamente não-linear, é possível através da distribuição de singularidades no escoamento, limitadas às regiões onde os efeitos de compressibilidades no escoamento, limitadas às regiões onde os efeitos de compressibilidade são relevantes, e cujas intensidades são determinadas através de um processo iterativo. Para casos supercríticos, ondas-de-choque são evidenciadas com a introdução de conceitos providos dos métodos de diferenças-finitas, especialmente o conceito de viscosidade artificial. Analisam-se então sua forma de ação e compatibilidade com o Método das Singularidades estendidas ao campo. Os resultados do método descrito são apresentados para o escoamento sobre um perfil parabólico fino, nos casos sub e supercrítico, com ou sem sustentação, e comparados com os resultados de outros métodos e experimentais, inclusive no tocante a coeficientes de sustentação e de arrasto de pressão.

Um algoritmo implícito eficiente de fatorização aproximada, concebido para resolver a equações conservativa do potencial completo, foi empregado para cálculo do escoamento transônico em torno de configurações do tipo asa-fuselagem. O algoritmo usa ponderadamente as características da densidade do escoamento à montante ("upwind bias"), também conhecido como esquema de densidade artificial, para estabilidade em regiões de escoamento supersônico. Um gerador de malha algébrico foi desenvolvido para fornecer malhas do tipo O-H para o código aerodinâmico. O gerador permite controle de suavização dos pontos interiores da malha e ajuste do posicionamento da esteira. Uma transformação numérica é usada para estabelecer uma malha de diferenças-finitas que se conforma ao corpo. Resultados de escoamentos para asas montadas entre paredes e com uma das fronteiras laterais em escoamento uniforme são comparados com outros resultados independentes.

A utilização do modelo potencial linearizado para a análise de escoamentos compressíveis é bastante disseminada e fornece bons resultados para escoamentos subsônicos e supersônicos. No entanto, o cálculo de perfis e asas sujeitos a escoamentos transônicos necessita de um modelo não-linear, como a equação do potencial transônico com pequenas perturbações. A solução do problema por meio de singularidades requer distribuições ao longo do domínio, assim como painéis na fronteira, caracterizando o método das singularidades estendido ao campo. O presente trabalho mostra resultados de cálculos da equação do potencial transônico com pequenas perturbações utilizando o método da reciprocidade dual, que permite o cálculo de integrais apenas na fronteira do problema, sem a necessidade de distribuições no campo. Essa abordagem requer menos tempo computacional. O problema é resolvido iterativamente a partir da solução da teoria potencial linear. Os resultados obtidos mostram boa concordância com os de outras abordagens existentes na literatura.

Uma das grandes vantagens da otimização numérica ée a redução no tempo de projeto, ao mesmo tempo em que se pode lidar com uma larga variedade de variáveis e restrições que são dificieis de visualizar usando métodos gráficos ou tabulares. O presente trabalho teve por objetivo a otimização de aerofólios transônicos, sujeitos a um conjunto de restrições, tais como espessura relativa e consideração acerca de condições fora do ponto de projeto (otimização multiponto). Neste trabalho foi feito um acoplamento entre um programa de otimização baseado em algoritmos genéticos, BLWF (código numérico de potencial completo para cálculo do escoamento em torno de asa-fuselagem) e um módulo para gerar a geometria. A asa foi composta por três aerofólios, sendo que cada aerofólio foi representado por duas equações, representando o arqueamento e a espessura ao logo da corda. Foram gerados resultados para números de Mach entre 0,76 e 0,79, utilizando como base uma fuselagem representativa de uma aeronave de 70 passageiros. A função objetivo do presente trabalho visa à maximização do parâmetro ML/D para o número de Mach escolhido.

Apesar do recente desenvolvimento em aeroelasticidade computacional e ferramentas em CFD para escoamentos não-estacionários, a maioria das análises de estabilidade aeroelástica das estruturas de asas no regime transônico que são realizados em ambiente de engenharia ainda dependem da aplicação de métodos de correção para as cargas aerodinâmicas previstas por códigos baseados em teoria aerodinâmica linear. No entanto, há escassez de literatura sobre as capacidades e limitações de cada método, assim como a sua adequação a cada projeto de asa ou fenômeno físico envolvido. Este trabalho apresenta uma extensa revisão dos aspectos físicos da aerodinâmica não-estacionária em regime transônico, aeroelasticidade em regime transônico, e é concluído com um estudo sobre três métodos diferentes de correção: método NLR - utilização do número de Mach local; SKEM - Método da Expansão Sucessiva da Função Núcleo; e método Dau-Garner. Como casos de teste, três diferentes estruturas de asa: asa PAPA supercrítica; asa AGARD 445.6 enfraquecida; e asa do avião YXX. Correlação entre as previsões teóricas e experimentos indica que os projetos distintos de asa, dominados por diferentes fenômenos físicos, requerem o uso de diferentes métodos para incorporação precisa das características não-lineares dominantes às ferramentas clássicas de análise aeroelástica.

The Computational Fluid Dynamics is extensively employed in aerospace industry, which has become feasible due to the evolution of the computers (increased capacity) and to the relatively low computational cost. A great challenge is the inclusion of viscosity effects in the flow simulations, also using a mesh fine enough to catch all the velocity fluctuations due to turbulence. The demand for computational power makes it unfeasible for aerospace applications. Due to the coming of the turbulence models and Reynolds-averaged Navier-Stokes equations, the use of CFD has become common in aerospace industry, allowing optimization and reducing cycles of wind tunnel testing. This work presents the results of two-dimensional flow simulations made using three different turbulence models, as well as two distinct airfoils - a conventional and a supercritical. The simulated cases were chosen taking into account the availability of data for validation. A discussion concerning the results is presented, as well as the conclusion.

O conhecimento fisico e a possibilidade de calculo do escoamento transonico turbulento em torno de aerofólios é de grandeimportancia para projetos aeronauticos. O trabalho aqui representadoe uma proposta de ferramenta numerica para analise desse tipo de escoamento. A modelagem matematica do problema fisico corresponde a versao tipo camada fina das equacoes de Navier-Stokes com media de Reynolds. A integracao numerica e implementada por meio do algoritmode Beam e Warming, o qual incorpora um esquema centrado de diferencas finitas, com aplicacao de fatoracao aproximada. A marcha no tempo e efetuada segundo o metodo de Euler implicito, com passo no tempo variavel para acelerar a convergencia ate o estado estacionario. Cuidados especiais sao dedicados a implementacao numerica das condicoes de contorno. A malha de calculo e obtida atraves de geradores algebricos. Os efeitos de turbulencia sao simulados atraves da aplicacao de dois modelos tipo viscosidade de vortice: um modelo algebrico devido a Baldwin-Lomax e outro de transporte devido a Johnson-King. Esses dois modelos sao os mais utilizados atualmente em Dinamica dos Fluidos Computacional. Inicialmente, o codigo desenvolvido e validado, utilizando-se para isso escoamentos tipicos de referencia. Posteriormente sao apresentados resultados para escoamentos sobre perfis, comparando-seos valores obtidos entre si e com resultados experimentais e numericos conhecidos. Os desempenhos dos dois modelos sao analisdos e é estudada a influencia de fatores numericos e fisicos sobre as solucoes obtidas.

Experimentos em escoamentos transônicos sobre aerofólios em túneis de vento podem apresentar reflexões de ondas de choque, entupimento aerodinâmico e alteração das linhas de corrente devido à presença das paredes da seção de testes. Para inibir estes fenômenos físicos, projetistas desenvolveram seções de testes com paredes perfuradas ou fendidas. O objetivo deste trabalho é analisar numericamente e experimentalmente escoamento transônico sobre o aerofólio NACA 0012 no Túnel Transônico Piloto (TTP) do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE). As análises foram realizadas com número de Mach 0,6 a 0,85 e variações de ângulo de ataque de 0 a 8. As simulações numéricas são baseadas nas Equações de Euler, resolvidas pelo método de diferenças finitas centradas, proposto por Beam e Warming e modificado para algoritmo diagonal. Foi gerada algebricamente a malha computacional da seção de testes fendidas do TTP com o aerofólio NACA 0012 fixado nas paredes superior e inferior, e por equações diferenciais parciais os pontos próximos ao perfil foram redistribuídos. As distribuições de pressão obtidas pelas simulações numéricas foram comparadas entre escoamentos em paredes sólidas e paredes com fendas, das quais se verificaram a importância das fendas em escoamentos transônicos. Dos experimentos no TTP foram realizadas medições de distribuição de pressão por tomadas de pressão estática e pela técnica PSP ("Pressure Sensitive Paint"), das quais foram obtidas distribuições de pressão sobre toda a corda aerodinâmica do perfil. Os resultados experimentais e numéricos com paredes fendidas foram comparados com o trabalho de Harris, onde se observaram curvas de distribuição de pressão e posicionamento de ondas de choque mais próximas do que as encontradas em trabalhos realizados em túneis de vento renomados.

A aerodinâmica não-estacionária foi muito estudada, principalmente devido aos problemas em Aeroelasticidade. No início do Século XX muitos cientistas como Theodorsen, Sears, Küssner e Wagner se dedicaram a estudar este fenômeno. Tradicionalmente os métodos desenvolvidos para determinar as cargas aerodinâmicas não-estacionárias para escoamentos subsônicos e supersônicos são baseados em formulações lineares. Porém estudos e ensaios mostram que esta premissa deixa de ser válida principalmente no regime transônico, com o resultado da formação de ondas de choque e/ou separações da camada limite causado pela onda de choque do regime transônico, o método linearizado vai ficando progressivamente pior à medida que se aproxima do alto transônico. A mecânica dos fluidos computacional (CFD-computional fluid dynamics) tornou-se uma área de grande importância da Aerodinâmica atual, sendo possível trabalhar com as equações não lineares sem restrições físicas ou geométricas. Este trabalho apresenta o modelamento e análise da resposta indicial de um perfil aerodinâmico exposto a uma perturbação do tipo degrau em ângulo de ataque utilizando ferramentas de CFD. A análise do comportamento quanto a variações de espessura, numero de Mach e amplitude além de, uma comparação com a teoria da aerodinâmica linearizada. Desse modo é possível obter uma sensibilidade quanto à influência desses parâmetros na resposta transiente dos perfis estudados, além de um estudo quanto às capacidades, benefícios e limitações de se utilizar ferramentas de CFD para modelar e estudar fenômenos transientes.

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.