Neste trabalho apresentamos o desenvolvimento e a realização de um experimento utilizando recursos modernos de processamento de imagens como câmeras CCD, placas de aquisição de imagens e linguagem de programação visual com interface multimídia para observação do fenômeno do Estol dinâmico que tem grande importância do estudo de estabilidade de aeronaves. O fenômeno de Estol ocorre nos aerofólios de aeronaves como nos rotores de helicópteros e asas de aeronaves acrobáticas. Nosso sistema e capaz de detectar dentro de um experimento de um aerofólio oscilando em baixas freqüências a Histerese de sustentação que ocorre neste. Utilizamos também na nossa abordagem redes neurais backpropagation para acomodação dos dados experimentais. Implementamos e descrevemos um hardware mecânico para obtenção de melhores imagens e as funções escritas em Visual Basic que foram utilizadas, com o objetivo de permitir a reprodução do experimento em outros centros de pesquisa. / In this work we present an experiment using modern imaging processing techniques such as CCD cameras, video acquisition boards and visual programming using multimedia interfacing for the observation of the Stall phenomena which has great importance in the airplane stability. The Stall phenomena occurs in arplaine (airfoils) such as in helicopter blades and acrobatic airplane wings. We demonstrated that the developed system is able to detect the lift histeresis in a low frequency oscillating bidimensional airfoil. We also used in our approach backpropagation neural network for the experimental data accomodation. In order to allow replication of the experiment by other institutions, we present a detailed description of the mechanical setup used to obtain the best possible images and of the Visual Basic functions.

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.

Nos últimos anos cresceu o interesse por construir edifícios cada vez mais altos, os quais estampam o poderio tecnológico e econômico das nações. Concomitantemente as estruturas se tornaram mais esbeltas e flexíveis e os fenômenos dinâmicos oriundos da ação do vento, que em edificações baixas não representam grande relevância no carregamento, começam a surgir e apresentar seus efeitos. Desta maneira, é importante conhecer como se desenvolve o escoamento do ar e a distribuição das pressões no entorno destas estruturas. Neste trabalho, caracteriza-se aerodinamicamente, através de dados oriundos de ensaios em túnel de vento, dois empreendimentos reais e presentes na engenharia nacional. Os carregamentos foram gerados através da integração simultânea de pressões e transformados em espectros de força, os quais auxiliam na visualização da energia cinética contida nas rajadas, na ocorrência de desprendimento cadenciado de vórtices, martelamento e na influência que as edificações vizinhas apresentam no escoamento. A análise é realizada local e globalmente, possibilitando verificar em que “zona”, ou faixa de altura, é mais significante para o carregamento da estrutura como um todo. O fenômeno de desprendimento de vórtices é caracterizado por um pico no espectro transversal à incidência do vento. Quando existem edificações ou obstáculos na região a barlavento, a estrutura pode ser martelada até a altura média destes obstáculos. Por fim, os resultados aqui apresentados podem servir de auxílio no pré-dimensionamento de estruturas com configurações similares, como comparativo e validação para pesquisas futuras e como referencial na elaboração de códigos normativos referentes ao tema. Destaca-se a importância de ensaios em túnel de vento, principalmente quando a estrutura a ser analisada possui um detalhamento arquitetônico complexo. Estes ensaios permitem ao projetista simular todos os casos de carregamento e os efeitos de vizinhança com maior confiabilidade e precisão em relação a métodos simplificados contidos, atualmente, em códigos e normas. / In recent years many high-rise buildings have been built, which are a way to represent the economic and technological power of nations. Concomitantly, the structures have become slender and more flexible, and the dynamic phenomena of wind, which in low buildings do not represent a great relevance in the loading, start to show their effects. In this way, it is extremely important to know how the wind flow and the pressure distribution occur around these structures. In this research, two real projects, present in the national engineering, are characterized aerodynamically through data from wind tunnel tests. The loadings were processed through the simultaneous integration of pressures and transformed into force spectra, which aid in the visualization of the kinetic energy contained in the bursts, in the occurrence of vortex shedding, buffeting and the influence of the neighboring buildings on the wind flow. The analysis is performed locally and globally, making it possible to verify which "zone", or height range, is more significant to the loading of the structure as a whole. It can be seen that the phenomenon of vortex shedding is characterized by a peak in the crosswind spectrum and the buffeting phenomenon appears when there are buildings or obstacles in the windward region. Finally, the results presented here can be helpful in the pre-design of structures with similar configurations, in the comparison and validation for future researches and as a reference in the review of normative codes. Emphasis is given to the importance of wind tunnel testing, which allows the designer to simulate all loading cases and neighborhood effects with greater precision compared to simplified methods currently contained in codes and standards.

Na presente dissertação pretende-se mostrar a motivação, o planejamento e a metodologia usada para desenvolver o projeto e a implementação de um pacote aerodinâmico no veículo de competição da equipe EESC-USP Fórmula SAE da Escola de Engenharia de São Carlos. O principal objetivo no projeto da equipe é a dinâmica veicular. À partir disso, será projetado um pacote aerodinâmico a fim de gerar força de sustentação negativa ou downforce, melhorando a capacidade de tração dos pneus com o asfalto da pista e proporcionando maiores valores de aceleração lateral e velocidade nas curvas. Inicialmente é realizado um estudo para encontrar a melhor configuração nas simulações em dinâmica de fluidos computacional (CFD) a fim de otimizar a relação entre a fiabilidade dos resultados obtidos e o custo computacional deles. Também é feita uma descrição geral dos perfis aerodinâmicos a serem usados e um breve analise deles. Com base nesses resultados são projetados o diferentes dispositivos aerodinâmicos, onde são aplicadas estratégias de alto downforce a fim de otimizar o desempenho deles. Além disso, é realizado uma análise do comportamento aerodinâmico do veículo inteiro, com o intuito de integrar as diferentes componentes do carro que são influenciadas pela aerodinâmica. Também é feito um estudo em dinâmica veicular que visa entender o comportamento do carro em pista sob influência das forças aerodinâmicas. Finalmente, o modelo real do veículo é construído e é levado para pista a fim de realizar uma série de testes para validar os dados encontrados nas simulações. / In the present dissertation, it is intended to show the motivation, planning and methodology used to develop the design and implementation of an aerodynamic package in the EESSC-USP Formula SAE\'s race car of the Engineering School of São Carlos. The main objective of the team is vehicle dynamics. From this, an aerodynamic package is designed in order to generate negative lift forces known as downforce, improving the traction capacity between the tires and the asphalt of the track, and providing larger values of lateral acceleration and cornering speeds. Initially, a study to find the best configurations in CFD simulations is performed in order to optimize the rate between reliability of obtained results and computation cost. In addition, a general description and analysis of the aerodynamic profiles used is done. On basis in these results, several aerodynamic devices are designed, and some strategies of high downforce are applied to optimize its performance. Furthermore, an analysis of aerodynamic behavior of the entire vehicle is done with the purpose of integrating other components of the car influenced by aerodynamics. Also, a study about vehicle dynamics is done searching to understand the behavior of the car in track under the influence of aerodynamic forces. Finally, the real model of the race car is constructed and put on track in order to carry out several tests to validate found data in simulations.

O presente trabalho tem por objetivo avaliar os efeitos de não-equilíbrio químico sobre a solução das equações de camada limite na região de estagnação de veículos hipersônicos. Foram obtidas soluções para altitudes entre 33 km e 63 km e velocidades entre 1,9 km/s e 7,5 km/s considerando-se três situações distintas: equilíbrio químico, escoamento congelado e não-equilíbrio químico. A solução das equações de camada limite laminar foi obtida usando-se o conceito de solução similar. Foi adotado um mecanismo de reações químicas que considera os fenômenos de dissociação e recombinação e a coexistência de até cinco espécies químicas no ar (N2, O2, NO, O e N). A partir dos perfis de velocidade, temperatura e de composição química no interior da camada limite, concluiu-se que os efeitos de não-equilíbrio químico são significativos para escoamentos com Mach acima de 10. Observou-se também que a partir deste ponto ocorre uma elevação do fluxo de calor no ponto de estagnação em relação àquele previsto pelos cálculos sob a hipótese de equilíbrio químico. Para M entre 10 e 17, os resultados obtidos sob a hipótese de não-equilíbrio químico são semelhantes aqueles obtidos sob a hipótese de escoamento congelado. Em função das hipóteses e da metodologia de solução adotadas, a solução do problema sob a hipótese de não-equilíbrio químico foi restrita a M = 17. Para a condição de escoamento congelado, entretanto, tal limitação não se aplicou e o procedimento de solução foi estendido até M = 23. Os resultados obtidos para o fluxo de calor no ponto de estagnação foram comparados aos de Fay e Riddell (1958) e de De Filippis e Serpico (2000). Uma boa concordância entre os resultados deste trabalho e os de De Filippis e Serpico foi observada.

Neste trabalho, bocais convergentes-divergentes foram projetados e fabricados para o estabelecimento de escoamentos supersônicos e para suprir a necessidade de se fornecerem características aerodinâmicas aos escoamentos gerados pela tocha de plasma existente no Laboratório de Plasmas e Processos do Instituto Tecnológico de Aeronáutica. O projeto dos bocais De Laval foi baseado, inicialmente, em cálculos superficiais para a estimativa das áreas da garganta e da saída dos bocais, utilizando a vazão de massa máximo permitido pelo sistema de vácuo do laboratório, e considerando as equações para escoamento quase-unidimensional não-viscoso, adiabático e isentrópico. Posteriormente, baseou-se em um código numérico, assumindo escoamento axissimétrico com correções para a camada limite, para gerar o perfil convergente-divergente dos bocais. Dois conjuntos contendo, cada um, quatro bocais axissimétricos foram fabricados com diâmetros da garganta no intervalo de 1.00 a 2.00 milímetros, para expandir isentropicamente o ar, através da diferença de pressão entre a atmosfera e a câmara de vácuo, a números de Mach maiores que dois. Os bocais foram confeccionados em cobre e alumínio através de uma fresadora, chamado Método da Fresadora, e de brocas cônicas, chamado de Método Cônico. O número de Mach na saída do divergente e o fluxo em massa máximo foram determinados para todos os bocais produzidos. O menor número de Mach encontrado foi de (2,1 + 0,4) e o maior, de (5,01 + 0,02). A vazão de massa máximo obtido se encontra no intervalo de (1,5x10-4 - 7,2x10-4)kg/s. Assim, os resultados mostraram que escoamentos supersônicos foram produzidos com sucesso pelos bocais projetados e fabricados neste trabalho.

Neste trabalho é estudada a aplicação de uma técnica de Controle Preditivo Baseado em Modelo à dinâmica do movimento longitudinal de uma aeronave. Para isso, o projeto é baseado em um modelo linearizado em torno de um dado ponto de operação. A lei de controle é formulada no espaço de estados de modo a comportar de forma simples o caráter multivariável da planta, envolvendo duas variáveis manipuladas (deflexão no profundor e manete de combustível) e duas variáveis controladas (velocidade e ângulo de trajetória). Objetiva-se manter a aeronave na condição de vôo especificada, rejeitando perturbações externas e respeitando limitações impostas sobre as variáveis controladas, bem como restrições físicas dos atuadores disponíveis. O problema de otimização resultante, a ser resolvido em cada período de amostragem, é do tipo Programação Quadrática. O comportamento da malha de controle é estudado mediante simulação empregando um modelo que incorpora as não-linearidades da planta. Empregaram-se para tal os parâmetros físicos de uma aeronave. Os resultados mostram que o tratamento explícito de restrições proporcionado pelo controle preditivo pode trazer vantagens no projeto de uma lei de controle de vôo, permitindo que faixas de regulação possam ser estabelecidas para uma variável de interesse. Adicionalmente, mostra-se que o controle preditivo pode ser utilizado para acomodação de falhas de atuador, em particular falhas que limitem a excursão do profundor.

Um método numérico é desenvolvido para calcular a resposta indicial de uma asa em um escoamento compressível subsônico. A resposta indicial calculada é a variação dos coeficientes aerodinâmicos após uma mudança abrupta no ângulo de ataque da asa. O método é do tipo rede de vórtices, em que os efeitos não-estacionários são calculados através da emissão intermitente de vórtices livres formando a esteira turbilhonar da asa. Os resultados obtidos são restritos a asas finas e pequenos ângulos de ataque, uma vez que é utilizado um modelo matemático linearizado. São estudados os efeitos do número de Mach, alongamento e enflechamento na resposta indicial. Os resultados possuem boa concordância com resultados similares de trabalhos anteriores. O método também pode ser aplicado no estudo de movimentos arbitrários da asa, usando o princípio de superposição e a integral de Duhamel, devido à linearidade do sistema.

A utilização do modelo potencial linearizado para a análise de escoamentos compressíveis é bastante disseminada e fornece bons resultados para escoamentos subsônicos e supersônicos. No entanto, o cálculo de perfis e asas sujeitos a escoamentos transônicos necessita de um modelo não-linear, como a equação do potencial transônico com pequenas perturbações. A solução do problema por meio de singularidades requer distribuições ao longo do domínio, assim como painéis na fronteira, caracterizando o método das singularidades estendido ao campo. O presente trabalho mostra resultados de cálculos da equação do potencial transônico com pequenas perturbações utilizando o método da reciprocidade dual, que permite o cálculo de integrais apenas na fronteira do problema, sem a necessidade de distribuições no campo. Essa abordagem requer menos tempo computacional. O problema é resolvido iterativamente a partir da solução da teoria potencial linear. Os resultados obtidos mostram boa concordância com os de outras abordagens existentes na literatura.

In complex flow situations, it is common to use numerical tools to evaluate the aerodynamic unsteady behavior. The present work presents an alternate formulation for the state space representation of aeroelastic systems based on digital control theory that is shown to be effective and accurate for the coupling of numerical solutions with such systems. The application of the z transform allows for direct frequency domain representations of the aerodynamic solutions without the need for approximating models, as generally occurs in other state space formulations. This fact makes this new methodology also a more straightforward procedure for aeroelastic analyses. A survey on the numerical calculation of impulsive and indicial unsteady aerodynamic responses with modern CFD solvers is also presented. A brief historical background on this subjected is introduced, and it is shown how new interpretations of CFD solvers as discrete-time systems change the way impulsive and indicial responses can be directly obtained. The objective is to demonstrate that the rigorous relationships theoretically established among the aerodynamic responses to impulsive, indicial, harmonic and smooth inputs can be reproduced numerically with modern CFD solvers. Although the numerical results presented herein are obtained with a single CFD tool, the argument is valid for every numerical solution scheme. The CFD tool in question solves the two-dimensional Euler equations with an explicit time march, using a finite volume discretization which supports fully unstructured grids. The results are compared both in the time and in the frequency domains, which yields a more complete understanding of details of the numerical solutions. Finally, typical section models of a flat plate and a NACA 0012 airfoil at subsonic and transonic speed are used as test-cases in order to assess the correctness and accuracy of the proposed aeroelastic analysis methodology. The present results are compared with data obtained from continuous-time state space formulations and through the direct integration of the structural dynamic and aerodynamic equations.