Uma técnica óptica de medidas de pressão conhecida por Tinta Sensível à Pressão (Pressure Sensitive Paint -PSP) surge na década de 80 para revolucionar as medidas de campo de pressão. Já muito desenvolvida nos grandes centros de pesquisa do mundo, fornece resultados com boa precisão e alta resolução espacial, o grande avanço em relação às tomadas de pressão convencionais. Desde seu surgimento o desenvolvimento da técnica PSP é contínuo, contando com grandes conquistas na formulação das tintas, mas o seu crescimento deve-se principalmente aos avanços tecnológicos em equipamentos como as câmeras CCD e os computadores que permitiram adquirir imagens em grande quantidade e com precisão, além da facilidade e rapidez no tratamento de dados. O objetivo principal deste trabalho é entender o funcionamento da técnica PSP e aplicá-la desenvolvendo procedimentos experimentais para o Laboratório FENG, complementando suas técnicas de medidas de pressão. O trabalho foi dividido em duas partes, onde primeiramente trabalhou-se com as calibrações a priori avaliando-se o sistema PSP, principalmente o comportamento da tinta. Nesta fase verificaram-se algumas limitações do aparato experimental, como a baixa coleção de elétrons pela câmera CCD o que interfere diretamente na incerteza final das medidas, introduzindo um erro mínimo de 0,74% nas medidas de intensidade luminosa. E a dependência da tinta PSP à temperatura, o que também influencia em grande parte os resultados das medidas dos campos de pressão. Numa segunda fase realizaram-se experimentos com um jato de ar inclinado atingindo uma placa plana e os resultados foram comparados aos de tomadas de pressão convencionais distribuídas ao longo da placa. As maiores variações de pressão medidas na placa ficaram entre 3000Pa à 5500Pa e forneceram resultados em relação as medidas brutas do sistema PSP com incerteza absoluta na ordem de 1000Pa ( 25%). Quando foi utilizado para comparação das medidas o resultado do sistema PSP suavizado por um filtro mediana, bastante representativo das medidas brutas, as incertezas diminuíram para cerca de aproximadamente 400Pa ( 10%), chegando a um mínimo de 225Pa ( 3%). Um resultado bastante aquém comparado com incertezas absolutas da ordem de 22Pa já obtidas por pesquisadores no exterior. Esses resultados mostraram que ainda há muito a se fazer para obter-se medidas de pressão precisas com o sistema PSP para fluxos de baixa velocidade. Essa melhora demanda principalmente investimentos no aparato experimental, tornando-o cada vez mais sensível e capaz de medir pequenas variações nas intensidades luminosas decorrentes de pequenas variações de pressão próximas a pressão atmosférica. Um resultado importante e que pode ser usado na prática são os mapas de pressão fornecidos pela alta resolução espacial do método e que apesar das incertezas envolvidas nas medidas descrevem bem o comportamento do fluxo de ar decorrente do escoamento medido.

As estruturas aeronáuticas estão sujeitas a diversas solicitações, devido principalmente às interações com o escoamento aerodinâmico, que podem causar distúrbios e vibrações, comprometendo seu desempenho. As medidas aerodinâmicas aplicadas em uma aeronave podem ser obtidas por simulações computacionais ou testes experimentais. No entanto, podem existir imperfeições na simulação computacional, como por exemplo, se conseguir reproduzir algumas condições de vôo real. Sendo assim, diversas pesquisas vêm sendo realizadas para solucionar estes problemas. Dentre elas estão os testes experimentais feitos em túnel de vento com modelos de escala real em diversas condições de vôo. Desta forma, a construção de um modelo físico de um aerofólio em escala reduzida e a implementação de sensores a este modelo torna-se uma ferramenta bastante importante para validar resultados teóricos e experimentais. Assim, nesse trabalho realizou-se a construção de um modelo de aerofólio NACA0012, o desenvolvimento de um mecanismo de fixação do modelo ao túnel de vento e a implementação de um controlador de oscilação forçada. O modelo físico realiza oscilações harmônicas, em regime não-estacionário. O objetivo do trabalho foi mapear as medidas de pressão atuantes sobre modelo ensaiado em regime estacionário e não-estacionário e fazer a comparação entre os dois casos. / Aeronautical structures are affected by many loads, most of them given by the aerodynamic flow interactions. These flow interactions may cause vibration leading to structural failure, such as cracks and fatigue. The aerodynamic flow interactions can be measured by experiment or predicted by computational simulation. Otherwise, computational simulations on its own are not reliable and can not reproduce a real flight condition, such as the mean atmospheric turbulence dynamic. Many researches has been done to solve these problems for computational simulations. One of them are the wind tunnel experiments with a full scale models in many flight conditions for posterior comparison. For a smaller wind tunnel, a small scale physical prototype well instrumented becomes an important solution to validate theoretical and experimental results. In the present work the construction of a NACA 0012 airfoil model, the development of a constraint mechanism and the implementation of a forced oscilation control system were done. The physical model oscilates with a given frequency. The aim of present work is to map the pressure measurements actuating on the model, testing it under a steady state condition and a transient condition for posterior comparison of both conditions.

As estruturas aeronáuticas estão sujeitas a diversas solicitações, devido principalmente às interações com o escoamento aerodinâmico, que podem causar distúrbios e vibrações, comprometendo seu desempenho. As medidas aerodinâmicas aplicadas em uma aeronave podem ser obtidas por simulações computacionais ou testes experimentais. No entanto, podem existir imperfeições na simulação computacional, como por exemplo, se conseguir reproduzir algumas condições de vôo real. Sendo assim, diversas pesquisas vêm sendo realizadas para solucionar estes problemas. Dentre elas estão os testes experimentais feitos em túnel de vento com modelos de escala real em diversas condições de vôo. Desta forma, a construção de um modelo físico de um aerofólio em escala reduzida e a implementação de sensores a este modelo torna-se uma ferramenta bastante importante para validar resultados teóricos e experimentais. Assim, nesse trabalho realizou-se a construção de um modelo de aerofólio NACA0012, o desenvolvimento de um mecanismo de fixação do modelo ao túnel de vento e a implementação de um controlador de oscilação forçada. O modelo físico realiza oscilações harmônicas, em regime não-estacionário. O objetivo do trabalho foi mapear as medidas de pressão atuantes sobre modelo ensaiado em regime estacionário e não-estacionário e fazer a comparação entre os dois casos. / Aeronautical structures are affected by many loads, most of them given by the aerodynamic flow interactions. These flow interactions may cause vibration leading to structural failure, such as cracks and fatigue. The aerodynamic flow interactions can be measured by experiment or predicted by computational simulation. Otherwise, computational simulations on its own are not reliable and can not reproduce a real flight condition, such as the mean atmospheric turbulence dynamic. Many researches has been done to solve these problems for computational simulations. One of them are the wind tunnel experiments with a full scale models in many flight conditions for posterior comparison. For a smaller wind tunnel, a small scale physical prototype well instrumented becomes an important solution to validate theoretical and experimental results. In the present work the construction of a NACA 0012 airfoil model, the development of a constraint mechanism and the implementation of a forced oscilation control system were done. The physical model oscilates with a given frequency. The aim of present work is to map the pressure measurements actuating on the model, testing it under a steady state condition and a transient condition for posterior comparison of both conditions.