O presente trabalho apresenta um estudo da aplicação, à problemas de Interferência Aerodinâmica do tipo Asa-Fuselagem, do Método das Singularidades. O método descrito se propõe a avaliar as características aerodinâmicas de configurações complexas através da superposição das partes isoladas que as compõem, incluindo de maneira intrínseca o efeito de interferência. As partes são discretizadas independentemente, e através do estabelecimento do potencial interno do conjunto de corpos interpenetrados, obtém-se a distribuição de pressão da configuração completa já computados os efeitos de interferência. São apresentados resultados da aplicação do método em problemas bidimensionais, inicialmente à configurações simples para a validação da técnica e em seguida, os resultados da aplicação à problemas descritos pela Teoria dos Corpos Esbeltos, determinando-se os fatores de interferência Kw(b), K b(w) para configurações planares. São analisados extensões do método com propósito de projeto.

A influência da fuselagem sobre a posição do centro aerodinâmico da asa é complexa e deve ser considerada nos cálculos de equilíbrio e estabilidade estática longitudinal da aeronave. Este trabalho apresenta uma análise comparativa para indicar o mais preciso dentre sete métodos teóricos para prever esta influência, em condições de baixa velocidade, utilizando seis configurações de modelos de asa mais fuselagem em escala reduzida, com proporções dimensionais características da aviação leve. Mediram-se os coeficientes de momento e sustentação para cada configuração, através de ensaios em túnel de vento de baixa velocidade, circuito aberto e seção de testes fechada. Calcularam-se as posições experimentais do centro aerodinâmico através da distância do eixo de rotação da balança ao bordo de ataque da asa e derivadas do coeficiente de momento em relação ao coeficiente de sustentação. Aplicaram-se os métodos teóricos às configurações. Os resultados demonstram que a maioria dos métodos prevê comportamentos na variação da posição do centro aerodinâmico semelhantes aos obtidos experimentalmente e apontados na revisão da literatura. A análise dos resultados teóricos ante os experimentais aponta o método descrito em Engineering Sciences Data Unit (1996a) como o mais preciso. / The fuselage influence on the wing aerodynamic center is complex and must be considered within longitudinal static stability and equilibrium calculations of the airplane. This work presents a comparative analysis to indicate the most accurate between seven theoretical methods that predict this influence, at low speed conditions, using six configurations of wing-fuselage reduced scale models, with the dimensional proportions found in light aviation. The moment and lift coefficients have been measured by experiments in a low speed open circuit wind tunnel with a closed test section. The experimental aerodynamic center positions have been found by the distance of the balance trunnion to wing leading edge and the derivation of the moment coefficient relative to the lift coefficient. The theoretical methods have been applied to all configurations. The results show that most of the methods predict variations in aerodynamic center position in the same way as those obtained in experimental results and shown in the literature review. The analysis between theoretical and experimental results indicates the method from Engineering Sciences Data Unit (1996a) as the most accurate.

A influência da fuselagem sobre a posição do centro aerodinâmico da asa é complexa e deve ser considerada nos cálculos de equilíbrio e estabilidade estática longitudinal da aeronave. Este trabalho apresenta uma análise comparativa para indicar o mais preciso dentre sete métodos teóricos para prever esta influência, em condições de baixa velocidade, utilizando seis configurações de modelos de asa mais fuselagem em escala reduzida, com proporções dimensionais características da aviação leve. Mediram-se os coeficientes de momento e sustentação para cada configuração, através de ensaios em túnel de vento de baixa velocidade, circuito aberto e seção de testes fechada. Calcularam-se as posições experimentais do centro aerodinâmico através da distância do eixo de rotação da balança ao bordo de ataque da asa e derivadas do coeficiente de momento em relação ao coeficiente de sustentação. Aplicaram-se os métodos teóricos às configurações. Os resultados demonstram que a maioria dos métodos prevê comportamentos na variação da posição do centro aerodinâmico semelhantes aos obtidos experimentalmente e apontados na revisão da literatura. A análise dos resultados teóricos ante os experimentais aponta o método descrito em Engineering Sciences Data Unit (1996a) como o mais preciso. / The fuselage influence on the wing aerodynamic center is complex and must be considered within longitudinal static stability and equilibrium calculations of the airplane. This work presents a comparative analysis to indicate the most accurate between seven theoretical methods that predict this influence, at low speed conditions, using six configurations of wing-fuselage reduced scale models, with the dimensional proportions found in light aviation. The moment and lift coefficients have been measured by experiments in a low speed open circuit wind tunnel with a closed test section. The experimental aerodynamic center positions have been found by the distance of the balance trunnion to wing leading edge and the derivation of the moment coefficient relative to the lift coefficient. The theoretical methods have been applied to all configurations. The results show that most of the methods predict variations in aerodynamic center position in the same way as those obtained in experimental results and shown in the literature review. The analysis between theoretical and experimental results indicates the method from Engineering Sciences Data Unit (1996a) as the most accurate.

O presente trabalho estabelece uma nova metodologia para correção da interferência das paredes de um túnel de vento sobre modelos tridimensionais, utilizando o método dos painéis. O problema de se corrigir os resultados obtidos em túneis aerodinâmicos tem preocupado os operadores desde o início desta atividade, após o aparecimento dos primeiros túneis de vento. As teorias atuais baseiam-se no método das singularidades e fornecem bons resultados no caso de corpos esbeltos simples (teoria do perfil fino), mas, para o caso de configurações mais complexas, com espessura relativa maior, estes resultados obtidos em túnel aerodinâmico é a interferência causada pelo suporte do modelo (mastro). Para avaliar esta interferência devem ser feitos ensaios adicionais, acrescentando mastros imagem e deslocando a posição dos mastros, o que acarreta em custos mais altos para se obterem as informações necessárias ao desenvolvimento do projeto associado ao modelo que está sendo ensaiado. No presente trabalho foi desenvolvido um código computacional, baseado no método dos painéis, para uma geometria complexa (por exemplo, um avião completo), instalada no interior de um túnel de vento e, ainda, considerando-se a presença de um mastro. A idéia é rodar o código levando-se em conta todos os elementos mencionados acima e, em seguida, rodar novamente o código considerando-se somente a geometria complexa. Com os dois conjuntos de resultados numéricos pode-se avaliar a interferência das paredes do túnel e do mastro. A grande vantagem deste método com relação ao aplicado atualmente é a possibilidade de se promover a correção dos resultados em cada ponto da superfície do modelo.

Neste trabalho apresenta-se uma metodologia para a estimativa dos efeitos de interferência aerodinâmica sobre empenagens devido a jatos turbulentos, subsônicos e aquecidos. Primeiramente emprega-se um método de diferenças finitas para resolver numericamente as equações de Reynolds com as aproximações de camada limite. As equações de reynolds são resolvidas simultaneamente com a equação diferencial parcial oriundado modelo (K) da energia cinética turbulenta desenvolvido por Prandtl. Desta forma são calculados o campo de velocidade e de temperatura resultante. Na segunda etapa modela-se o campo de velocidade radial induzido pelo jato através de uma distribuição linear de sumidouros. Esta distribuição é utilizada com o "Vortex Lattice Method" no cálculo da interferência aerodinâmica sobre uma empenagem horizontal. Finalmente, são obtidas as curvas de sustentação de uma empenagem horizontal em função das principais variáveis do escoamento do jato.

Esse trabalho descreve uma investigação prática e teórica de características aerodinâmicas de um modelo referente a um avião bimotor leve \"Piper PA-34 SENECA III\" construído em escala 1:6,5. Basicamente, duas configurações fazem parte da avaliação: \"asa limpa\" e Nacele \"Pusher\". O principal objetivo é o de avaliar o comportamento aerodinâmico da configuração \"Pusher\" em três diferentes posições através da obtenção de dados práticos e teóricos de distribuição de pressão estática no aerofólio e no próprio nacele na condição não motorizada. A metodologia emprega testes em túnel de vento de baixa velocidade para a aquisição dos dados experimentais através da variação do ângulo de ataque para as configurações citadas. A obtenção dos dados numéricos, como comparativos aos experimentais, é através da utilização do método dos painéis aplicado à aerodinâmica. Os resultados experimentais e teóricos mostram que a presença do nacele nas posições \"Pusher\" avaliadas gera interferência diminuindo à sustentação do aerofólio. / This work describes a practical and theoretical investigation of aerodynamic characteristics of a 1:6,5 scale model of a light twin-engined Piper Seneca III aircraft. Basically, two configurations are considered in this evaluation: clean wing and pusher nacelle. The principal objective is to evaluate the aerodynamic characteristics of the pusher configuration in three different positions, in order to obtain practical and theoretical data with reference to static pressure distribution on the surface of the aerofoil and of the nacelle in a power-off condition. The methodology employed used low speed wind tunnel test for the acquisition of experimental data for a selection of angles of attach, as cited. The generation of numerical data, to be compared the experimental equivalent, is though the use of a low order panel method. The experimental and theoretical results show that the presence of pusher nacelle in the positions mentioned generated interference, reducing the local lift of the aerofoil.

Esse trabalho descreve uma investigação prática e teórica de características aerodinâmicas de um modelo referente a um avião bimotor leve \"Piper PA-34 SENECA III\" construído em escala 1:6,5. Basicamente, duas configurações fazem parte da avaliação: \"asa limpa\" e Nacele \"Pusher\". O principal objetivo é o de avaliar o comportamento aerodinâmico da configuração \"Pusher\" em três diferentes posições através da obtenção de dados práticos e teóricos de distribuição de pressão estática no aerofólio e no próprio nacele na condição não motorizada. A metodologia emprega testes em túnel de vento de baixa velocidade para a aquisição dos dados experimentais através da variação do ângulo de ataque para as configurações citadas. A obtenção dos dados numéricos, como comparativos aos experimentais, é através da utilização do método dos painéis aplicado à aerodinâmica. Os resultados experimentais e teóricos mostram que a presença do nacele nas posições \"Pusher\" avaliadas gera interferência diminuindo à sustentação do aerofólio. / This work describes a practical and theoretical investigation of aerodynamic characteristics of a 1:6,5 scale model of a light twin-engined Piper Seneca III aircraft. Basically, two configurations are considered in this evaluation: clean wing and pusher nacelle. The principal objective is to evaluate the aerodynamic characteristics of the pusher configuration in three different positions, in order to obtain practical and theoretical data with reference to static pressure distribution on the surface of the aerofoil and of the nacelle in a power-off condition. The methodology employed used low speed wind tunnel test for the acquisition of experimental data for a selection of angles of attach, as cited. The generation of numerical data, to be compared the experimental equivalent, is though the use of a low order panel method. The experimental and theoretical results show that the presence of pusher nacelle in the positions mentioned generated interference, reducing the local lift of the aerofoil.