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.

O uso de ensaios se faz necessário ao se entrar em regiões pouco exploradas pela teoria como uma importante ferramenta para sua validação. Ensaios aeroelásticos em túnel de vento, utilizando modelos em escala, podem ser realizados com o objetivo de se verificar os métodos analíticos, necessitando de um modelo que represente qualitativamente o problema ou, em um caso mais complexo, verificar o comportamento de uma aeronave real, sendo necessário um modelo representativo dessa, que necessariamente deverá receber ensaios que demonstrem, estática e dinamicamente, sua fidelidade à estrutura real. Neste trabalho, de posse de dados experimentais referentes a ensaios em túnel de vento previamente realizados, foi elaborada uma rotina de identificação modal, com a qual foi realizada a análise dos dados de ensaio supracitados. Utilizando-se modelos teóricos de uma aeronave em escala, foi também realizada uma comparação teórico-experimental, no intuito de se verificar a qualidade dos resultados teóricos obtidos. Foi também realizado um estudo de leis de similaridade aeroelásticas, com o qual se pode fazer a correlação entre o comportamento aeroelástico entre o modelos aeroelásticos em escala reduzida e uma aeronave real.

Esta dissertação apresenta as aplicações de um túnel de choque hipersônico, ou túnel de vento hipersônico pulsado, e os conceitos do funcionamento de tubos de choque e de túneis de choque. São, também apresentadas as considerações necessárias no projeto de túnel de choque hipersônico, a ser desenvolvido na Divisão de Aerotermodinâmica e Hipersônica do Instituto de Estudos Avançados (IEAv/CTA). São apresentadas as avaliações das características construtivas, estruturais e dimensionais, utilizando-se aplicativos comerciais de modelagem e análise estrutural pelo método de elementos finitos (MEF) e as considerações assumidas na análise de cada segmento do túnel, bem como os resultados obtidos para cada segmento. O trabalho é concluído com as recomendações de limites a serem adotados para as condições de uso do novo túnel de choque hipersônico da Divisão de Aerotermodinâmica e Hipersônica do Instituto de Estudos Avançados.

Neste trabalho foram estudados diversos critérios para a determinação do Buffeting onset transônico a partir de resultados de túnel de vento. Foram utilizados quatro critérios, encontrados na literaturas, baseado no comportamento dos coeficientes aerodinâmicos longitudinais, e um novo critério foi proposto. Os critérios foram aplicados em resultados de túnel de vento a número de Reynolds de 3.0 e 3.5 milhões e corrigidos para valores de voo. A correção de número de Reynolds foi desenvolvida neste trabalho a partir de resultados de túnel de vento criogênico, o qual possui a capacidade de atingir número de Reynolds de voo. Os resultados de túnel de vento corrigidos foram comparados com resultados de ensaios em voo para quatro aeronaves. O critério proposto no presente trabalho para a fronteira de Buffeting onset foi o que teve melhor concordância. Distribuição de pressão em estações ao longo da envergadura da asa foram utilizadas para o melhor entendimento da condição do escoamento quando o Buffeting onset é identificado. Verificou-se que a região descolada ocupa aproximadamente metade da envergadura e o critério proposto reflete esta realidade física. Os demais critérios estão associados ao início do descolamento. Também foram estudados dois critérios à partir de resultados de acelerômetro e extensômetro, instalados nas asas do modelo de túnel de vento.

Submitted by maria angelica Varella (angelica@sibi.ufrj.br) on 2017-12-15T16:47:23Z No. of bitstreams: 1 121849.pdf: 771845 bytes, checksum: e439d51023300ff6cfc6297b59c9fb17 (MD5) / Made available in DSpace on 2017-12-15T16:47:25Z (GMT). No. of bitstreams: 1 121849.pdf: 771845 bytes, checksum: e439d51023300ff6cfc6297b59c9fb17 (MD5) Previous issue date: 1969-03 / Introduzindo um jato de ar quente na secção de teste dum túnel de vento, no qual há um escoamento com turbulência gerada por uma grade, estudamos o efeito desta turbulência sobre o jato, medindo a distribuição de temperatura axial e transversalmente. Equacionando um balanço do fluxo de quantidade de movimento e de entalpia em secções normais do jato, e adotando a hipótese de similaridade dos perfis adimensionais e de axissimetria do jato, obtivemos uma expressão analítica - relacionando a sua espessura e quedas axiais de temperatura e velocidade. As medições diretas ainda nos levaram a aduzir grande influência da turbulência exterior na abertura do jato e no comprimento do seu núcleo, comparados com o caso de escoamento paralelo laminar. Usando a solução da equação da difusão da propriedade de uma fonte fixa e contínua, em ambiente móvel, calculamos a difusividade turbilhonar em vários pontos ao longo da secção de teste do túnel de vento. Observamos outrossim, uma interessante transição do valor da relação de difusividade turbilhonar térmica e de quantidade de movimento, de um valor próprio para jatos livres até um correspondente ao encontrado em esteiras, à medida que aumentávamos a velocidade do túnel de vento, fixando a do jato. Sugerimos assim, um estudo dessa transição que se obtém variando-se simplesmente a relação das velocidades do túnel de vento e do jato, sem necessidade de modificar a geometria.

Recently, the wavy leading edge airfoils, inspired by the humpback whale´s flipper, have been investigated, as flow control mechanisms, at low Reynolds numbers in order to improve aerodynamic performance in this particular flow regime. The overall aim of this work is to investigate the airfoil geometric effects on wavy leading edge phenomena in the low Reynolds number regime. Experimental investigations were carried out correlating force measurements with mini-tuft and oil visualizations in order to understand the airfoil thickness effects on wavy leading edge phenomena. Three sets of airfoil thickness were tested (NACA 0012, NACA 0020 and NACA 0030), each set consisting of smooth plus three wavy configurations (A=0.11c, ?=0.40c; A=0.03c, ?=0.40c and A=0.03c, ?=0.11c); Reynolds number was varied between 50,000 and 290,000. The results present many findings that were not possible in previous studies due the fact that these investigations were constrained to specific geometries and/or flow conditions. At higher Reynolds number, the decrease in airfoil thickness leads the airfoils to leading edge stall characteristics causing the lowest aerodynamic deterioration for the thinnest wavy airfoil as compared to smooth configuration in the pre-stall regime. In addition, the results show impressive tubercle performance in the lowest Reynolds number. For any tubercle geometry and airfoil thickness, the wavy leading edge airfoils present higher maximum lift values as compared to smooth configurations showing an unprecedented increase in performance for a full-span model tested in the literature. The flow visualizations present two flow mechanisms triggered by secondary flow: three-dimensional laminar separation bubbles and vortical structures. Regarding three-dimensional laminar bubbles, the results confirm some of the few previous experimental and numerical studies, and presents for the first time these structures as a very efficient flow control mechanism in the post-stall regime justifying the impressive increase in maximum lift in the lowest Reynolds number. Besides that, two characteristics of laminar bubbles, \"tipped-bubbles\" and \"elongated-bubbles\", are identified with different effects in the pre-stall regime. This thesis presents higher tubercle performance for thinner airfoils (NACA 0012) and/or lower Reynolds number conditions (Re=50,000) showing clearly that an optimum performance lead the \"tubercles\" to operate under conditions of leading edge flow separation conditions. Therefore, a design space for tubercles conducted to leading edge stall characteristics confirming the hypothesis of Stanway (2008) eight years before. / Recentemente, aerofólios com bordo de ataque ondulados, inspirados na nadadeira da baleia jubarte, tem sido investigados como mecanismo de controle de escoamento para baixo número de Reynolds com a finalidade de se aumentar o desempenho aerodinâmico neste específico regime de escoamento. O objetivo geral deste trabalho é investigar os efeitos geométricos do aerofólio nos fenômenos do bordo de ataque ondulado na condição de baixo número de Reynolds. Investigações experimentais foram realizadas correlacionando medições de forças com visualizações de lã e óleo a fim de compreender os efeitos da espessura do aerofólio sobre os fenômenos de bordo de ataque ondulado. Três conjuntos de espessura de aerofólios foram testados (NACA 0012, NACA 0020 e NACA 0030) na faixa de número de Reynolds entre 50,000 e 290,000, onde cada conjunto tem um aerofólio liso e três ondulados (A = 0.11c, ? = 0.40c; A = 0.03c, ? = 0.40c e A = 0.03c, 0.11c ? =0.11c). O dados experimentais mostram importantes resultados que não foram possíveis em estudos anteriores devido às investigações serem restritas à geometria ou/e condição de escoamento específicas. O resultados de medida de força mostram que a diminuição da espessura do aerofólio conduz às características de separação de escoamento de bordo de ataque que causam menor deterioração aerodinâmica nos aerofólios ondulados finos quando comparados aos lisos no regime de pré-stall. Além disso, os resultados mostram um desempenho destacado do bordo de ataque ondulado para condição de menor número de Reynolds. Em quaisquer espessuras de aerofólio, os bordos ondulados apresentam valores de sustentação máxima maiores quando comparado aos aerofólios lisos mostrando assim resultado inédito na literatura para modelos ondulados bi-dimensionais. As visualizações de óleo evidenciaram dois mecanismos de controle de escoamento desencadeadas pelo escoamento secundário: bolhas de separação laminar tridimensionais e estruturas vorticais. Os resultados confirmam alguns poucos estudos experimentais e numéricos anteriores relacionadas com bolhas tridimensionais, e apresenta pela primeira vez estas estruturas como um mecanismo muito eficiente de controle de escoamento em regime de pós-stall justificando o aumento de máxima sustentação para o menor número de Reynolds. Adicionalmente, foram identificadas duas estruturas de bolhas tridimensionais nomeados aqui como \"bolhas com pontas\" e \"bolhas alongadas\" que causam distintos efeitos no regime de pré-stall. Esta tese apresenta como resultado maior desempenho para aerofólios ondulados com menor espessura (NACA 0012) e/ou para condições de menor número de Reynolds (Re=50,000)mostrando claramente que estas características levam as ondulações a operarem em condições de stall de bordo de ataque assim tendo um desempenho superior. Portanto, um espaço de projeto para tubérculos conduz às características de stall de bordo de ataque confirmando a suposição de Stanway (2008) oitos anos antes.

O trabalho aqui apresentado visa estudar diferentes tipos de piso localizados na seção de testes de um túnel de vento e verificar a influência que ocorre em ensaios de automóveis analisando o escoamento entre o veículo e o solo, assim como avaliar alterações no coeficiente de arrasto, utilizando simulações numéricas computacionais. O coeficiente de arrasto de um veículo é uma propriedade aerodinâmica importante e, quanto menor for esse valor, melhor será seu rendimento, além de melhorar o consumo de combustível, item relevante hoje no projeto de novos automóveis. Partindo de um ensaio experimental de uma pequena caminhonete em túnel de vento com piso fixo, um modelo virtual igual é construído e analisado por CFD, nas mesmas condições de teste do ensaio real. A diferença de resultado entre o coeficiente de arrasto medido em túnel de vento e o cálculo por simulação é de 0,25%, mostrando que o método de simulação possui grande confiabilidade. Posteriormente, outras duas simulações considerando dois outros tipos de solo: plataforma elevada e esteira rolante são analisadas e apresentaram diferenças de decréscimo valor de arrasto de 0,002 e 0,012 respectivamente, em relação a simulação com piso fixo, mostrando a influência de alterar o tipo do solo na seção de testes do túnel de vento. O comportamento do escoamento de ar é visualizado através de imagens do campo de velocidades e de pressões, sendo caracterizadas a camada limite e regiões de estagnação. Complementarmente, são realizados dois estudos: o primeiro considerou apenas uma roda isolada em condição de piso fixo e com esteira rolante, na mesma seção de testes do túnel de vento, visando medir a influência de mudar tipos de solo, sem utilizar um veículo completo, economizando em processamento e preparação de modelo. O segundo estudo considerou 3 diferentes tamanhos de malha sendo eles 5, 10 e 20 mm e medir a influência disso no resultado do coeficiente de arrasto obtido. / The work here presented aims to study different types of ground configurations, located at the test section of a wind tunnel and check their influence on the drag coefficient of one car, using only computer simulations. The drag coefficient of a vehicle is one of the most important aerodynamic proprieties, and as low as this drag value can be, the car performance will increase and the fuel consumption will decrease, item which has been persued in new vehicles. Starting from one real wind tunnel test of a small pick-up, with static test section ground, a virtual model was built and tested using CFD, following the same configuration of the real test. The difference between test and simulation results was 0.25%, showing that the methodology here used is reliable. After that, two other types of ground were simulated: elevated plate and moving belt and the results show that drag value decreased 0.002 and 0.012 respectively, compared to the value obtained with static ground simulation. The flow behavior is demonstrated with colored images of the velocity and the pressure fields. As a complement for this work, two other cases were studied: the first one analyzed one isolated wheel in two different types of ground: static and moving belt, at the same wind tunnel test section, aiming to measure the influence of these types of ground, without the need of using a complete car, saving computational and modeling time. The second study shows the influence of mesh size, considering three cases: 5, 10 and 20 mm, in order to evaluate the influences of it on drag coefficient results provided by CFD.

Túneis de vento são ferramentas fundamentais para o estudo da dinâmica dos gases e possibilitam testes de comportamento aerodinâmico de protótipos em regime de escoamento hipersônico. Um tubo de choque é constituído basicamente de uma seção de alta pressão (Driver) e outra de baixa pressão (Driven) separadas por um diafragma de ruptura metálico que atua como uma válvula de pressão rápida conectando ambas as seções. Se acrescentar uma tubeira e um tanque de exaustão, este tubo de choque se torna um túnel de vento hipersônico. A pressão de ruptura do diafragma determina a velocidade de escoamento do gás na seção de baixa pressão e que pode variar desde Mach 6 até Mach 25 no túnel de vento hipersônico instalado no IEAv. Usualmente, o controle da pressão de ruptura é obtido usinando-se microranhuras em forma de cruz na superfície do diafragma metálico que tem por função direcionar a sua fratura e promover sua rápida abertura. A usinagem mecânica das microranhuras é um processo lento e que, com o desgaste natural da ferramenta de corte, apresenta sérios problemas de manutenção das dimensões das microranhuras. Como forma de solucionar este problema é proposta e desenvolvida neste trabalho uma nova técnica de fabricação de microranhuras em diafragmas metálicos utilizando-se um laser pulsado de baixa potência média e com alta taxa de repetição de pulsos. O processo de usinagem a laser permite a obtenção de microranhuras com dimensões reprodutíveis e controláveis com precisão inferior a 0,1 mm, o que favorece o controle preciso da pressão de ruptura do túnel de vento. A gravação das microranhuras foi efetuada em chapas finas de aço AISI 1020 utilizando um laser a fibra de itérbio pulsado com uma potência média de 20 W, largura de pulso de 150 ns e taxa de repetição de 20 kHz. Com este laser foram obtidas microranhuras com larguras inferiores a 0,05 mm e profundidade precisamente controlada entre 0,3 mm e 0,7 mm, controlando com uma mesa CNC com velocidade de usinagem entre 0,5 mm/s e 8,0 mm/s. Os testes de ruptura dos diafragmas de aço foram realizados em um dispositivo hidráulico acionado por pistão desenvolvido neste trabalho e também no túnel de vento hipersônico T1 do IEAv. A pressão de ruptura dos diafragmas obtida com o dispositivo hidráulico foram equivalentes àquela obtida nos testes efetuados no T1. Dessa forma mostra-se ser possível desenvolver e qualificar os diafragmas sem a necessidade de testes no T1, reduzindo o seu custo de fabricação. Com a técnica de gravação a laser utilizada no trabalho a pressão de ruptura no túnel de vento hipersônico pode ser controlada precisamente no intervalo de pressão entre 30 bar e 120 bar, com grande redução no tempo de fabricação e sem perda de reprodutibilidade.

The objective of this work is to investigate the flutter phenomena experimentally, which will unify high aspect ratio wings design for wind tunnel flutter tests (Dowell and Tang, 2002), cheaper aeroelastic models construction and a procedure used by Sheta, Harrand, Thompson and Strganac (2002) to identify the flutter onset power spectral density versus the frequency. Initially, an experimental model developed by Dowell and Tang (2002) has been considered as a baseline model and, from this point, two new models with different wing configurations were determined, including the slender body at wing's tip, which is the idea extracted from Dowell's work, so that the torsion and bending modes are coupled (torsional moment of inertia reduction). The aeroelastic model can be divided into two parts: First, the wings structural dynamic models are computed using the finite element method implements in NASTRAN solver. sequently, ZAERO software is employed to compute the aeroelastic model. Unsteady aerodynamic loading is computed through a lifting surface interference method known as ZONA 6. The wing models defined as test beds will be constructed and tested in different wind tunnels, including open and closed tests section types. The power spectral density approach might be employed as a way to identify flutter. The output signal from an accelerometer placed in the wing structure allows, through its power spectral density computation, the identification of flutter onset condition and the corresponding undisturbed flow speed. The PSD function increase means flow energy extraction, a condition to have flutter. Experimental flutter speeds are close to the theoretically computed ones by ZAERO. From these observations, it is possible to validate the aeroelastic theoretical model in a small disturbance context. After flutter onset , the limit cycle oscillations are observed, fed by freestream energy extraction. The aeroelastic models under investigation in this research are excellent models for nonlinear aeroelastic phenomena behavior study.

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.