O whirl flutter, em se tratando de uma instabilidade que pode ocorrer durante o vôo de uma aeronave e levar a uma condição de falha estrutural, deve ser devidamente estudado durante o projeto de uma aeronave moderna de modo a manter manter um nível de segurança adequada, mesmo porque o processo de homologação final inclui requesitos sobre a ocorrência do fenômeno. Assim, para uma empresa aeronáutica é essencial que exista um programa numérico acessível que permita este tipo de análise para o caso de configurações as mais gerais possíveis. Este estudo visou exatamente a implementação de um programa assim, tendo sido utilizado um modelo em que o motor é considerado um corpo rígido apoiado elasticamente em uma estrutura de suporte, a qual não necessariamente é rígida. A extensão para mais de um corpo é imediata, considerando-se, então, que os corpos estão ligados elasticamente entre si. Todos os seis graus de liberdade dos centros de gravidade de cada corpo são mantidos. Com relação aos esforços aerodinâmicos, são utilizados resultados convencionais para hélices de pás rígidas, mas procurou-se mostrar um caminho através do qual fosse possível a utilização de uma teoria de superfície de sustentação para o cálculo aerodinâmico. Finalizando, foram feitas comparações com resultados anteriores, além de se procurar verificar as diferenças de comportamento das fronteiras de estabilidade entre os modelos com graus de complexidade distintos, especialmente entre modelos de dois e seis graus de liberdade.

A linearização da equação do potencial de velocidades é feita com base na hipótese de pequenas perturbações, uma vez que é válida para o caso em que tem-se um perfil ou asa finos oscilando em alta freqüência dentro de um escoamento sônico uniforme. O fluido é considerado perfeito e barotrópico e o escoamento é considerado irrotacional, o que permite utilizar a equação do potencial completo para descrever o campo do escoamento. Após linearizar a equação do potencial completo, utilizam-se transformações apropriadas para transformá-la na equação da difusão. A solução dipolo é empregada na medida em que permite determinar o valor da velocidade induzida por um painel por meio do conceito da parte finita da integral. Os resultados são verificados quanto à sua convergência e coerência com os resultados fornecidos em outros trabalhos.

Apresenta-se um modelo numérico para solução não-permanente dos coeficientes aerodinâmicos de um perfil fino em regime compressível, para escoamentos subsônico e supersônico. O método presta-se como ferramenta em análises de anteprojeto visto seu baixo custo e rapidez. A solução apresentada (resposta indicial) pode ser extrapolada em outros estudos como cálculos de rajadas, derivadas de drapejo (flutter), derivadas de estabilidade e outros movimentos quaisquer. As hipóteses consideradas são fluido não viscoso, escoamento irrotacional e admite-se o conceito de pequenas perturbações. No presente trabalho o estudo é restrito à equação clássica da aerodinâmica não estacionária (equação do potencial de perturbação de velocidade linearizada) escrita em um referencial fixo ao corpo que se move com velocidade constante. É obtida numericamente a resposta indicial do perfil. Isto é, seja um perfil movendo-se com velocidade constante num meio em repouso e, num tempo igual a zero, inicia-se um movimento de translação vertical sem ângulo de ataque no perfil. São resultados do modelo proposto os coeficientes de sustentação e de momento, bem como a distribuição de pressão sobre a corda ao longo do tempo (em número de cordas percorridas pelo perfil). A modelagem numérica é feita através da discretização de uma placa plana em segmentos uniformes e a singularidade utilizada é vórtice em regime compressível. O método é validado usando soluções disponíveis na literatura, sendo que a solução analítica para o regime supersônico é desenvolvida no trabalho.