Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior / The present work refers to the characterization of the sound field generated by subsonic jets in crossflow (JICF). This phenomenon that results from a jet of fluid discharged perpendicularly to a moving medium has a very complex, but well established, fluid dynamics and a sound field yet unexplored. For the complete characterization of this phenomenon, a hybrid methodology of low computational cost that uses a combination of commercial and open source packages is used. The fluid dynamics part is solved by the commercial code CFD ++ by Metacomp Inc. through Reynolds Average Navier-Stokes Equations (RANS), and the noise calculations are performed on an open source code using the Lighthill Ray-Tracing method (LRT). An extensive validation step is performed to demonstrate the ability and highlight the limitations of the methods used for predicting the jet s behavior. This work brings a large contribution to the development of JICF noise research by showing the existence of a region of relative silence in these jets. / O presente trabalho refere-se ao estudo da caracterização do campo acústico de jatos subsônicos submetidos a escoamento cruzado (JSEC). Este fenômeno que resulta de um jato de fluido descarregado perpendicularmente a um meio em movimento, possui uma dinâmica muito complexa, mas bem estabelecida, e um campo acústico ainda inexplorado. Para a completa caracterização deste fenômeno, utiliza-se uma metodologia híbrida de baixo custo computacional, que associa pacotes comerciais e códigos abertos. A parte fluidodinâmica é solucionada pelo código computacional comercial CFD++ da empresa Metacomp Inc. por meio das Equações Médias de Reynolds (RANS), e os cálculos de ruído são realizados em código aberto utilizando o método de Lighthill Ray-Tracing (LRT). Uma extensa etapa de validações é realizada para comprovar a capacidade e evidenciar as limitações dos métodos utilizados na previsão do comportamento do jato. Este trabalho contribui para o avanço das pesquisas na área de ruído de JSEC, tendo identificado a existência de uma região de silêncio nesses jatos. / Mestre em Engenharia Mecânica

Tanto os motores turbo-jato quanto os turbo-fan, são os maiores responsáveis pela geração de ruído durante a decolagem, segmento de subida e de aceleração de uma aeronave. Devido a isto, o problema de ruído em jatos vem sendo intensamente investigado ao longo dos últimos anos. Já na fase do pouso, o slat é uma das fontes de ruído mais importantes. Para este caso, na maioria das aplicações práticas, existe o descolamento da camada limite no intradorso do slat a partir de onde se desenvolve uma camada de mistura. Ainda assim, existem inúmeros aspectos de tais escoamentos que precisam de investigação. Uma abordagem frequentemente feita para o estudo da instabilidade hidrodinâmica e ruído em jatos é o estudo de metade do jato. A estratégia consiste em estudar os fenômenos na camada de mistura, o que é uma aproximação razoável quando o jato tem diâmetro muito grande comparado à espessura da camada cisalhante que se desenvolve nas bordas do jato. Assim, alguns aspectos do ruído gerado pelos modos axi-simétricos de instabilidade são em grande parte reproduzidos. Um aspecto aparentemente jamais estudado antes é o efeito do emparelhamento de vórtices de diferentes geometrias na camada de mistura. Caso o efeito da modulação dos vórtices produzisse um padrão de ruído com características diferentes no emparelhamento, um controle ativo de escoamento por excitação periódica poderia ser usado para reduzir o ruído em jatos. O objetivo do presente trabalho é investigar tal efeito. A idéia é investigar este emparelhamento de vórtices na camada de mistura em desenvolvimento temporal bi-dimensional. Com isto foi possível visualizar um emparelhamento isolado de outros emparelhamentos e sem o efeito Doppler (presente na camada de mistura em desenvolvimento espacial). O método adotado foi a simulação numérica direta (DNS) das equações de Navier Stokes compressíveis na forma não-conservativa escritas na formulação característica. Os resultados mostram que a modulação dos vórtices não produz alteração significativa do ruído gerado no emparelhamento. / Turbo-fan and turbo-jet engines are the most important noise sources during the aircraft take off, climb and acceleration segments. Owing to this fact, the jet flow noise has been studied in the past years. For the landing stage, the slat is an important sound source. In this case, the slat leading edge frequently experiences a boundary layer deattachment causing the development of a mixing layer inside the slot. Nevertheless, there are many aspects of such phenomenon that have not been studied yet. Mixing layers constitutes an usual approach for jet flow instability in aeroacoustics studies. The stategy is to study the mixing layer in order to understand the jet-flow. This strategy becomes better as the ratio between the jet diameter and mixing layer thickness becomes larger. This approach is only reazonable for the jet flow axi-symetric unstable modes. The effect of vortex modulation on the vortex pairing sound production has not been found in the literature. If such effect could cause a significant change in the sound generation patterns, an active flow control system could be developed in order to enhance the jet noise performance. The purpose of the present work was to investigate such effect. It was also possible to observe a single vortex pairing inside a wide domain without the Doppler effect. The strategy was to study the vortex pairing in a bi-dimensional mixing layer under temporal development. The method used was the direct numerical simulation (DNS) of the compressible bidimensional (2D) Navier Stokes equations written in a nonconservative form of the characteristics formulation. The results showed that the vortex modulation did not produce a significant change on the vortex pairing sound.

Uma nova ferramenta de aeroacústica computacional baseada em simulações RANS (Reynolds Averaged Navier-Stokes) foi desenvolvida para a predição do ruído gerado pelo escoamento tri-dimensional de jatos complexos. O método é denominado de LRT o qual surgiu da combinação da analogia acústica de Lighthill com o método de acústica geométrica Ray-Tracing. A grande vantagem da utilização do método LRT para predições de ruído é que este determina não apenas as fontes sonoras presentes no escoamento, mas também modela os efeitos da interação fluidoacústica e, sua influência no ruído em um campo distante. Esta característica tornou-se extremamente importante para a indústria de motores aeronáuticos já que investigações em bocais assimétricos estão atualmente em andamento devido à necessidade de redução de ruído. O método LRT é uma ferramenta relativamente rápida de predição de ruído de jatos baseado na Analogia Acústica de Lighthill e que usa como dados de entrada os resultados obtidos à partir de uma simulação RANS do escoamento. A interação fluidoacústica é calculada através da utilização da Teoria de Traçamento de Raios. O método LRT foi formulado como um método tri-dimensional e, portanto, não possui limitações de aplicabilidade para a predição sonora em relação ao tipo de escoamento ou à geometria do bocal. Diversas simulações numéricas foram conduzidas com sucesso para uma grande variedade de escoamento de jatos (jatos simples, coaxiais e assimétricos) utilizando o LRT como uma ferramenta de engenharia. O resultado deste trabalho é uma ferramenta numérica que permite a realização de predições de ruído para casos de escoamento de jatos complexos, assim como possibilita sua aplicação para a investigação de efeitos de interação do escoamento do jato com superfícies hiper-sustentadoras no campo acústico. Adicionalmente, o método LRT pode ser aplicado para complementar análises experimentais possibilitando, portanto, um melhor entendimento sobre os mecanismos fluidodinâmicos e acústicos presentes em escoamentos de jatos complexos. / A novel computational aeroacoustics tool based on RANS (Reynolds Averaged Navier-Stokes method) is developed for predicting the noise generated by complex three-dimensional jet flows. The new method is called LRT which arises from the combination of Lighthills acoustic analogy with Ray-Tracing acoustics. The powerful advantage of applying the LRT method for noise predictions is that it calculates not only the noise sources but it also models and takes into account sound-flow interaction effects without any geometric simplification, such as flow symmetries of the problem. This is now a strong requirement from aero-engines manufactures since investigations on asymmetric nozzles, as a means of noise reductions are in progress. The LRT method is a relatively fast jet noise prediction tool based on Lighthills Acoustic Analogy and it uses a Reynolds-Average Navier-Stokes (RANS) computational fluid dynamics (CFD) simulation as input information. The sound-flow interaction is computed by solving the propagation using Ray-Tracing equations. The LRT method has been formulated as a general three-dimensional method and it has no restrictions on the type of the flow field or nozzle geometry for noise prediction. Successful numerical noise predictions have been carried out for a variety of jet flows (single, coaxial and asymmetric jets) using the LRT as an engineering tool. The outcome from this thesis is a numerical tool that allows noise predictions of complex exhaust systems and the variations in sound field due to modifications of the flow field generated by the interaction of the jet flow with high-lift surfaces. In addition, the LRT method can be applied to complement experimental analysis providing a better understanding about the flow and acoustics mechanisms for complex jets.

O som gerado por escoamentos, também conhecido como aeroacústica, tem se tornado cada vez mais importante em áreas industriais diversas desde aviação comercial até aparelhos eletrodomésticos, afetando diretamente os requisitos necessários para o desenvolvimento de novos produtos. Um caso particular é o ruído gerado por válvulas de compressores herméticos de refrigeração, sendo o compressor a principal fonte de ruído em refrigeradores domésticos. O presente trabalho tem por objetivo iniciar o desenvolvimento de uma ferramenta confiável de simulação capaz de auxiliar engenheiros na predição de problemas de aeroacústica, especialmente um que possa no futuro ser utilizado para estudar o ruído gerado pelo escoamento em válvulas de compressores herméticos. Para isso, foi desenvolvido um código para simulação numérica direta de aeroacústica. Utilizou-se processamento paralelo com decomposição de domínio para usar Simulação Numérica Direta em um tempo factível; esquemas de discretização espaciais e temporais de alta ordem para minimizar ao máximo os fenômenos de dissipação e dispersão do escoamento e das ondas acústicas e uma série de tratamentos no domínio como filtragem e estiramento da malha como também condições de contorno características com o intuito de obter uma solução adequada para estudo de aeroacústica. Assim, são apresentadas todas as etapas desenvolvidas no equacionamento, implementação e verificação. A verificação foi realizada segundo um processo matemático formal (Método das Soluções Manufaturadas) com o qual obteve-se que a ordem de precisão dos cálculos era a mesma da ordem formal dos esquemas de discretização utilizados para todas as variáveis. Também obteve-se a mesma concordância para análise do divergente da velocidade, verificando o código para simulação numérica direta de aeroacústica. Posteriormente, foram realizadas simulações de escoamentos compressíveis cisalhantes e seus resultados comparados com dados apresentados em literatura. Também foram calculadas as taxas de amplificação de perturbações e comparadas com a Teoria de Estabilidade Linear. Novamente, foram obtidos resultados satisfatórios nessas etapas, mostrando que a implementação do código DNS está verificada. / Sound generated by flow, known as aeroacoustics, is becoming more important in several industrial areas from commercial aircraft to household appliances, affecting directly the requirements to the development of new products. A particular case is the noise generated by valves of refrigeration hermetic compressors, being the compressor the main noise source in household refrigerators. This work has the goal of initiate the development of a reliable tool able to help engineers to predict aeroacoustics problems, specially one that can be used in the future to study the noise generated by the flow in valves of hermetic compressors. To do so, it was developed a numerical code to perform direct numerical simulation of aeroacoustics. It was used parallel processing with domain decomposition to use Direct Numerical Simulation in a feasible time; high order temporal and spatial discretization schemes to minimize the most the dispersion and dissipation phenomena of the flow field and of the acoustics waves and a series of treatments in the domain as filtering and mesh stretching as well as characteristics boundary conditions aiming a proper solution to study aeroacoustics. Thus, here all the steps developed in the formulation, implementation and verification are presented . The verification was done according to a formal mathematical procedure (Method of Manufactured Solutions) with which was found that the precision order of the calculations was the same of the formal order of the used discretization schemes for all variables. The same agreement was also obtained to the analysis of the divergence of the velocity, verifying the code to direct numerical simulation of aeroacoustics. Posteriorly, it were simulated shear compressible flows and the results were compared to literature data. Also, it were calculated the amplification rates of the disturbances and compared to Linear Stability Theory. Once more, it was obtained satisfactory results in these steps, showing that the implementation of the DNS code is verified.

Com o desenvolvimento para aeronaves de propulsores turbo-fan com elevada razão de derivação, componentes da estrutura do avião passaram a ter relevância na geração de ruído aerodinâmico, principalmente durante a aproximação e o pouso. Dentre esses componentes, o eslate se destaca por ser uma fonte que se estende ao longo de praticamente toda a envergadura da asa. Neste trabalho, simulações numéricas foram feitas no intuito de considerar configurações práticas nas análises do ruído aeroacústico gerado pelo eslate. Um código comercial baseado no Método Lattice-Boltzmann foi usado no cálculo do escoamento transiente em torno do aerofólio MD30P30N. O domínio computacional simulado imitou a configuração geométrica de um túnel de vento. Foi levado em consideração o efeito da presença de duas formas de excrescência que são comuns na cova do eslate de aeronaves comerciais. Uma delas foi um selo que fica posicionado na parede da cova e a outra, um tubo do sistema anti-gelo. Tanto o escoamento transiente na região da cova quanto as características do ruído aeroacústico propagado para o campo distante foram analisados. Uma metodologia que impõe condição de parede com escorregamento livre no es- late e elemento principal, permitindo assim uma redução do custo computacional, foi usada. A abordagem foi ainda testada para a condição de um aerofólio submetido a escoamento cruzado, simulando uma asa infinita com enflechamento. Também uma modificação na metodologia, para que ela possa ser empregada em aerofólios com elevados ângulos de ataque, foi proposta e testada. O código híbrido MSES foi usado para o cálculo da espessura de deslocamento na camada limite do aerofólio. A modificação na geometria baseada em \'delta\'* causou uma melhora da solução aeroacústica de uma simulação empregando paredes com escorregamento livre, tomando como base de comparação a solução com paredes sem escorregamento. Simulações com selo dentro da cova, perto do recolamento, mostraram que, em certas circunstâncias, há um bloqueio dos vórtices da camada de mistura, intensificando picos tonais no espectro do ruído. A variação da posição do selo mostrou um efeito significativo no ruído do eslate, de forma que um selo suficientemente afastado do recolamento modificou o espectro do ruído do eslate. Os resultados com o aerofólio enflechado indicam que, também neste caso, o ruído do eslate não depende diretamente da camada limite na cúspide, mas da circulação do aerofólio. Por sua vez, a presença do tubo na cova aumenta significativamente a intensidade do ruído de banda larga produzido pelo eslate. Em uma asa sem enflechamento, o tubo causa também um aumento substancial na intensidade de picos tonais de baixa frequência. / The development of high by-pass ratio turbo-fan engine turned the airframe noise into an important component in a commercial airplanes\' noise characteristics. Between the airframe noise sources the slat can be highlighted as it extends almost along the whole wing span. Numerical simulation was carried out in order to consider practical configuration in the aeroacoutic noise generated by the slat. The effects of two different excrescences, which are normally present in commercial airplanes\' slat cove, were taken into account. One of them was a seal attached to the cove wall and the outher one was a tube that compose the anti-icing system. Both unsteady flow in cove region and far-field noise characteristics were analysed. A methodology that impose free-slip wall boundary condition on slat and main element surfaces was employed, which allowed the reduction of computational requirements. This approach was also tested for airfoil with crossflow, which simulates an infinite swept wing. Also a modification of the methodology was proposed and tested to extend its application in high-lift airfoils under higher angle of attack. A commercial code based on the Lattice-Boltzmann Method was used to compute the unsteady flow over the MD30P30N airfoil. The simulated computational domain imitates the geometry of a wind tunnel. The hybrid Euler/IBL code MSES was employed to calculate the displacement thickness of the airfoil\'s boundary layers. The geometry modification based on \'delta\'* caused a improvement on the aeroacoustic solution of a free-slip simulation, the no-slip simulation results being taken as reference. Simulations of geometries with relatively small seal close to the reattachment point showed that a blockage of the mixing layer vortices hapens and tonal peaks are intensified in the far-field noise spectrum. The variation of the seal position showed a significant effect on the slat noise, so that a seal farther from the reattachment modified affected both the shape and intensity of the noise spectrum. Results with the swept airfoil indicates that, even in the presence of crossflow, the slat noise does not depend on the cusp boundary layer, namely it is more sensitive to the airfoil circulation. The tube crossing the slat cove augmented significantly the broadband noise generated by the slat. In an unswept wing it also caused a substantial increase in the low-frequency tonal peaks.

As normas cada vez mais exigentes de conforto acústico de passageiros em aviões comerciais demandam estudos detalhados das características vibro acústicas de subsistemas estruturais, e o desenvolvimento de técnicas para eliminação e controle do ruído acústico e vibracional em cabines aeronáuticas. Entre os subsistemas utilizados no controle do ruído acústico, os painéis com revestimento visco-elástico e as placas reforçadas são as estruturas mais comumente utilizadas na indústria aeronáutica. Vários estudos têm sido realizados com o objetivo de caracterizar as propriedades do ruído interno em cabine de aeronaves, associado ao ruído irradiado pela vibração estrutural bem como o ruído externo gerado pelos motores. O presente trabalho discute o problema da modelagem vibro-acústica em painéis através da técnica de Análise Estatística Energética (ou "Statistical Energy Analysis-SEA") e sua utilização na predição do campo sonoro irradiado por essas placas (Lyon, DeJong, 1995). Neste trabalho considerou-se a utilização do aplicativo comercial AutoSEA para análise do problema de acoplamento fluido-estrutura. Para o desenvolvimento, foram gerados dois modelos vibro-acústicos. O primeiro modelo simulou dois ambientes acústicos separados por uma placa simples e o outro simulou dois ambientes acústicos separados por uma placa reforçada. Uma fonte acústica primária foi colocada num dos ambientes que através de uma excitação especificada acionou a placa isoladora fornecendo a resposta acústica no outro ambiente, e desta maneira caracterizou as propriedades de transmissibilidade da placa isoladora para os dois modelos. A técnica da Análise Estatística Energética apresenta vantagens sobre os outros métodos numéricos existentes, pois os custos são menores e o modelo foi criado em um tempo computacional muito menor. Pôde-se observar o comportamento da transmissibilidade com a adição dos reforçadores e de outros parâmetros importantes para o estudo bem como a melhor forma de melhorar as características do sistema.

Com o desenvolvimento para aeronaves de propulsores turbo-fan com elevada razão de derivação, componentes da estrutura do avião passaram a ter relevância na geração de ruído aerodinâmico, principalmente durante a aproximação e o pouso. Dentre esses componentes, o eslate se destaca por ser uma fonte que se estende ao longo de praticamente toda a envergadura da asa. Neste trabalho, simulações numéricas foram feitas no intuito de considerar configurações práticas nas análises do ruído aeroacústico gerado pelo eslate. Um código comercial baseado no Método Lattice-Boltzmann foi usado no cálculo do escoamento transiente em torno do aerofólio MD30P30N. O domínio computacional simulado imitou a configuração geométrica de um túnel de vento. Foi levado em consideração o efeito da presença de duas formas de excrescência que são comuns na cova do eslate de aeronaves comerciais. Uma delas foi um selo que fica posicionado na parede da cova e a outra, um tubo do sistema anti-gelo. Tanto o escoamento transiente na região da cova quanto as características do ruído aeroacústico propagado para o campo distante foram analisados. Uma metodologia que impõe condição de parede com escorregamento livre no es- late e elemento principal, permitindo assim uma redução do custo computacional, foi usada. A abordagem foi ainda testada para a condição de um aerofólio submetido a escoamento cruzado, simulando uma asa infinita com enflechamento. Também uma modificação na metodologia, para que ela possa ser empregada em aerofólios com elevados ângulos de ataque, foi proposta e testada. O código híbrido MSES foi usado para o cálculo da espessura de deslocamento na camada limite do aerofólio. A modificação na geometria baseada em \'delta\'* causou uma melhora da solução aeroacústica de uma simulação empregando paredes com escorregamento livre, tomando como base de comparação a solução com paredes sem escorregamento. Simulações com selo dentro da cova, perto do recolamento, mostraram que, em certas circunstâncias, há um bloqueio dos vórtices da camada de mistura, intensificando picos tonais no espectro do ruído. A variação da posição do selo mostrou um efeito significativo no ruído do eslate, de forma que um selo suficientemente afastado do recolamento modificou o espectro do ruído do eslate. Os resultados com o aerofólio enflechado indicam que, também neste caso, o ruído do eslate não depende diretamente da camada limite na cúspide, mas da circulação do aerofólio. Por sua vez, a presença do tubo na cova aumenta significativamente a intensidade do ruído de banda larga produzido pelo eslate. Em uma asa sem enflechamento, o tubo causa também um aumento substancial na intensidade de picos tonais de baixa frequência. / The development of high by-pass ratio turbo-fan engine turned the airframe noise into an important component in a commercial airplanes\' noise characteristics. Between the airframe noise sources the slat can be highlighted as it extends almost along the whole wing span. Numerical simulation was carried out in order to consider practical configuration in the aeroacoutic noise generated by the slat. The effects of two different excrescences, which are normally present in commercial airplanes\' slat cove, were taken into account. One of them was a seal attached to the cove wall and the outher one was a tube that compose the anti-icing system. Both unsteady flow in cove region and far-field noise characteristics were analysed. A methodology that impose free-slip wall boundary condition on slat and main element surfaces was employed, which allowed the reduction of computational requirements. This approach was also tested for airfoil with crossflow, which simulates an infinite swept wing. Also a modification of the methodology was proposed and tested to extend its application in high-lift airfoils under higher angle of attack. A commercial code based on the Lattice-Boltzmann Method was used to compute the unsteady flow over the MD30P30N airfoil. The simulated computational domain imitates the geometry of a wind tunnel. The hybrid Euler/IBL code MSES was employed to calculate the displacement thickness of the airfoil\'s boundary layers. The geometry modification based on \'delta\'* caused a improvement on the aeroacoustic solution of a free-slip simulation, the no-slip simulation results being taken as reference. Simulations of geometries with relatively small seal close to the reattachment point showed that a blockage of the mixing layer vortices hapens and tonal peaks are intensified in the far-field noise spectrum. The variation of the seal position showed a significant effect on the slat noise, so that a seal farther from the reattachment modified affected both the shape and intensity of the noise spectrum. Results with the swept airfoil indicates that, even in the presence of crossflow, the slat noise does not depend on the cusp boundary layer, namely it is more sensitive to the airfoil circulation. The tube crossing the slat cove augmented significantly the broadband noise generated by the slat. In an unswept wing it also caused a substantial increase in the low-frequency tonal peaks.

O som gerado por escoamentos, também conhecido como aeroacústica, tem se tornado cada vez mais importante em áreas industriais diversas desde aviação comercial até aparelhos eletrodomésticos, afetando diretamente os requisitos necessários para o desenvolvimento de novos produtos. Um caso particular é o ruído gerado por válvulas de compressores herméticos de refrigeração, sendo o compressor a principal fonte de ruído em refrigeradores domésticos. O presente trabalho tem por objetivo iniciar o desenvolvimento de uma ferramenta confiável de simulação capaz de auxiliar engenheiros na predição de problemas de aeroacústica, especialmente um que possa no futuro ser utilizado para estudar o ruído gerado pelo escoamento em válvulas de compressores herméticos. Para isso, foi desenvolvido um código para simulação numérica direta de aeroacústica. Utilizou-se processamento paralelo com decomposição de domínio para usar Simulação Numérica Direta em um tempo factível; esquemas de discretização espaciais e temporais de alta ordem para minimizar ao máximo os fenômenos de dissipação e dispersão do escoamento e das ondas acústicas e uma série de tratamentos no domínio como filtragem e estiramento da malha como também condições de contorno características com o intuito de obter uma solução adequada para estudo de aeroacústica. Assim, são apresentadas todas as etapas desenvolvidas no equacionamento, implementação e verificação. A verificação foi realizada segundo um processo matemático formal (Método das Soluções Manufaturadas) com o qual obteve-se que a ordem de precisão dos cálculos era a mesma da ordem formal dos esquemas de discretização utilizados para todas as variáveis. Também obteve-se a mesma concordância para análise do divergente da velocidade, verificando o código para simulação numérica direta de aeroacústica. Posteriormente, foram realizadas simulações de escoamentos compressíveis cisalhantes e seus resultados comparados com dados apresentados em literatura. Também foram calculadas as taxas de amplificação de perturbações e comparadas com a Teoria de Estabilidade Linear. Novamente, foram obtidos resultados satisfatórios nessas etapas, mostrando que a implementação do código DNS está verificada. / Sound generated by flow, known as aeroacoustics, is becoming more important in several industrial areas from commercial aircraft to household appliances, affecting directly the requirements to the development of new products. A particular case is the noise generated by valves of refrigeration hermetic compressors, being the compressor the main noise source in household refrigerators. This work has the goal of initiate the development of a reliable tool able to help engineers to predict aeroacoustics problems, specially one that can be used in the future to study the noise generated by the flow in valves of hermetic compressors. To do so, it was developed a numerical code to perform direct numerical simulation of aeroacoustics. It was used parallel processing with domain decomposition to use Direct Numerical Simulation in a feasible time; high order temporal and spatial discretization schemes to minimize the most the dispersion and dissipation phenomena of the flow field and of the acoustics waves and a series of treatments in the domain as filtering and mesh stretching as well as characteristics boundary conditions aiming a proper solution to study aeroacoustics. Thus, here all the steps developed in the formulation, implementation and verification are presented . The verification was done according to a formal mathematical procedure (Method of Manufactured Solutions) with which was found that the precision order of the calculations was the same of the formal order of the used discretization schemes for all variables. The same agreement was also obtained to the analysis of the divergence of the velocity, verifying the code to direct numerical simulation of aeroacoustics. Posteriorly, it were simulated shear compressible flows and the results were compared to literature data. Also, it were calculated the amplification rates of the disturbances and compared to Linear Stability Theory. Once more, it was obtained satisfactory results in these steps, showing that the implementation of the DNS code is verified.

RESUMO Simulações de aeroacústica computacional demandam uma quantidade considerável de tempo, o que torna complicada a realização de estudos paramétricos. O presente trabalho propõe uma metodologia viável para otimização aeroacústica. Através da análise numérica utilizando dinâmica dos fluidos computacional, foi estudada a aplicação de uma placa separadora desacoplada como método de controle passivo da esteira turbulenta de um cilindro e avaliou-se a irradiação de ruído causado pela interação do escoamento com ambos os corpos, empregando ferramentas de aeroacústica computacional baseadas no método de Ffowcs-Williams e Hawkings. Algumas abordagens distintas de metodologias de otimização de projeto foram aplicadas neste problema, com o objetivo de chegar a uma configuração otimizada que permita a redução do nível sonoro ao longe. Assim, utilizando uma ferramenta de otimização multidisciplinar, pode-se avaliar a capacidade de modelos heurísticos e a grande vantagem do emprego de algoritmos baseados em método de superfície de resposta quando aplicados em um problema não linear, pois requerem a avaliação de um menor número de alternativas para se obter um ponto ótimo. Além disso, foi possível identificar e agrupar os resultados em 5 clusters baseados em seus parâmetros geométricos, nível de pressão sonora global e o valor quadrático médio do coeficiente de arrasto, confirmando a eficiência da aplicação de placas separadoras longas desacopladas posicionadas próximas ao cilindro na estabilização da esteira turbulenta, enquanto que o posicionamento de placas acima de um espaçamento crítico aumentou o nível de pressão acústica irradiado devido à formação de vórtices no espaço entre o cilindro e a placa separadora. / Computational aeroacoustics simulations require a considerable amount of time, which makes the comparison of a large number of different geometric designs a difficult task. The goal of the present study is to provide a suitable methodology for aeroacustic optimization. By means of numerical analyses using computational fluid dynamics tools, the application of a detached splitter plate as a passive control method for the turbulent wake of a circular cylinder was investigated. The irradiation of noise caused by the interaction between the flow and both bodies was evaluated using computational aeroacoustics tools based on the Ffowcs-Williams and Hawkings method. Various design optimization methodologies were applied to this flow in order to achieve a possible optimal configuration, i.e., one which is capable of reducing the far field noise level without increasing the aerodynamic forces. Using a multidisciplinary optimization tool, it was possible to evaluate the behavior of heuristic optimization algorithms and the major advantage of algorithms based on response surface methods when applied to a nonlinear aeroacoustics problem, since they require a smaller number of calculated designs to reach the optimal configuration. In addition, it was possible to identify and group the outcomes into 5 clusters based on their geometric parameters, overall sound pressure level and drag coefficient, confirming the efficiency of the application of long detached splitter plates placed next to the cylinder in stabilizing the turbulent wake, whereas the positioning of splitter plates at a distance larger than a critical gap increased the overall sound pressure level radiated due to the formation of vortices in the gap.

The first bypass turbofan engines came into operation in the early 1970s. The need for reductions in the fuel consumption affected aircraft noise positively through reductions in the jet noise. Over the past decades, the bypass ratio of turbofan engines has continuously increased and, as a result, aircraft engine noise has decreased to a level comparable to the noise originated from the turbulent flow around the airframe for take-off and landing conditions. Although aircraft have become quieter, the number of individuals affected by the aviation growth is likely to increase. Airframe noise has been currently identified as the ultimate aircraft noise barrier and many efforts devoted to its reductions have focused specifically on landing gears and high-lift devices, which are the most relevant noise contributors. Some devices have been designed to reduce flap noise, however, not all of them have been successfully tested in a detailed large-scale flap model due to their difficult implementation in real flap side-edges. This research investigates the relationship between the parameters of a large-scale flap model at 1.50×106 Reynolds number and the physics responsible for flap side-edge noise generation, one of the most dominant sources of the airframe noise. Experimental tests were conducted in a wind-tunnel and flow-field measurements were taken by a multi-hole pitot probe and an aerodynamic balance and complemented by phased microphone array techniques towards a deeper understanding of flap side-edge noise sources and their correlations to unsteady vorticity fluctuations. Conventional beamforming and CLEAN-SC and DAMAS deconvolution methodologies provided far-field acoustic spectra estimations and noise source mapping. The model used for the tests consists of an unswept isolated flap element with representative tip details present in conventional medium-range transport aircraft. The instrumentation includes 106 steady pressure taps distributed chord-wise and span-wise and a sand trip tape to transition the laminar boundary layer. Different side-edge devices were assessed towards airframe noise reductions. A perforated side-edge treatment was also applied to the flap side-edge. Results of aerodynamic and aeroacoustic tests conducted in the LAE-1 closed circuit wind tunnel with a closed test section at the São Carlos School of Engineering - University of São Paulo (EESC-USP) at up to 40 m/s flow speeds provided specific information on the aeroacoustic and aerodynamic characterization of the dominant acoustic source mechanisms of the flap model. / Os primeiros motores turbofan com razão de desvio entraram em operação no início dos anos 70. A necessidade de reduções no consumo de combustível afetou positivamente o ruído das aeronaves através de reduções no ruído do jato. Nas últimas décadas, a razão de desvio de motores turbofan aumentou continuamente e, como resultado, o ruído do motor da aeronave diminuiu para um nível comparável ao ruído originado do fluxo turbulento ao redor do airframe para as condições de decolagem e pouso. Embora as aeronaves tenham-se tornado mais silenciosas, é provável que o número de indivíduos afetados pelo crescimento da aviação aumente. Atualmente, o ruído de airframe tem sido identificado como a barreira máxima de ruído para aeronaves e muitos esforços dedicados à sua redução se concentraram especificamente no trem de pouso e dispositivos de alta sustentação, que são os contribuidores de ruído mais relevantes. Alguns dispositivos foram projetados para reduzir o ruído do flap, no entanto, nem todos deles foram testados com sucesso em um modelo detalhado de flap de grande escala, devido a sua difícil implementação nas bordas laterais do flap real. Esta pesquisa investiga a relação entre os parâmetros de um modelo de flap de grande escala com número de Reynolds de 1.50 × 106 e a física responsável pela geração de ruído na borda lateral do flap, uma das fontes mais dominantes do ruido de airframe. Testes experimentais foram realizados em um túnel de vento e as medidas do escoamento foram tomadas por uma sonda pitot de múltiplos furos e uma balança aerodinâmica e complementadas por técnicas de antenas de microfones para um entendimento mais profundo das fontes de ruído da ponta do flap e suas correlações com flutuações instáveis de vorticidade. O beamforming convencional e as metodologias de deconvolução CLEAN-SC e DAMAS forneceram estimativas de espectros acústicos de campo distante e mapeamento de fontes de ruído. O modelo usado para os testes consiste em um elemento de flap isolado, sem enflechamento, com detalhes de ponta representativos presentes em aeronaves convencionais de transporte de médio alcance. A instrumentação inclui 106 tomadas de pressão estacionárias distribuídas na corda e na envergadura e um trip de fita de areia para fazer a transição da camada limite laminar. Diferentes dispositivos de borda lateral foram avaliados em relação às reduções de ruído de airframe. Um tratamento perfurado de borda lateral também foi aplicado à borda lateral do flap. Os resultados dos testes aerodinâmicos e aeroacústicos realizados no túnel de vento de circuito fechado LAE-1, com seção de provas fechada na Escola de Engenharia de São Carlos - Universidade de São Paulo (EESC-USP) com velocidade de fluxo de até 40 m/s forneceram informações específicas sobre a caracterização aeroacústica e aerodinâmica dos mecanismos dominantes de fonte acústica do modelo de flap.