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.

Entre os diversos aspectos aerodinâmicos de interesse para aplicação em asas rotativas, no presente trabalho são estados e implementados numericamente os modelos quase-lineares para o cálculo de velocidades induzidas, através da Teoria de Vórtices, em rotores de helicópteros em vôo com simetria axial. Estes modelos foram propostos por Vozhdayev em "Theory of the Lifting Airscrew". Inicialmente faz-se uma caracterização do ambiente aerodinâmico em rotores de helicóptero, sendo apresentadas as teorias que estudam o assunto. São apresentados e discutidos os métodos de modelamento da esteira de vórtices sob o rotor em vôo pairado, para fins dos cálculos de carregamentos aerodinâmicos e previsão de desempenho. A seguir são apresentados os modelos da Teoria da Linha de Sustentação, da Teoria do Disco e da Teoria da Superfície de Sustentação para o estudo do rotor de helicóptero em vôo axial. Os modelos utilizam esteira helicoidal de vórtices, prescrita e sem contração, sendo a velocidade média de deslocamento dos vórtices livres na esteira calculada pela Teoria da Quantidade de Movimento. O cálculo das velocidades induzidas nas pás do rotor é feito por meio da Lei de Biot-Savart. São apresentados e analisados os resultados da implementação numérica dos referidos modelos para as previsões de carregamento aerodinâmico e desempenho de rotores em vôo pairado. Finalmente, é discutido o emprego da Teoria de Vórtices em modelos teóricos nos quais a esteira desempenha papel importante (como é o caso do helicóptero em vôo pairado), são ressaltadas as limitações dos modelos e dos resultados aqui apresentados, estabelecidas conclusões gerais e apontadas sugestões para futuros trabalhos.

O problema de estabilidade aeroelastica para superficies sustentadoras com quatro graus de liberdade por estacao e estudado utilizando-se o modelamento aerodinamico desenvolvido por TheodorsenEste modelo e aplicado a exemplos de superficies sustentadoras a partir da teoria de faixas. Para a determinacao da velocidade de instabilidade aeroelastica e feito um modelamento matematico do problema. Uma vez de posse da funcao de Theodorsen C(k), calculam-seas expressoes das forcas e momentos aerodinamicos, baseados na teoria potencial nao-estacionaria, expressas em termos de coeficientes de influencia aerodinamicos. O metodo utilizado para a resolucao do problema aeroelastico e o metodo k. Neste metodo, o ponto de instabilidade aeroelastica e obtido quando, para um determinado valor de frequencia reduzida K(r), o amortecimento torna-se nulo. Para validacao do programa sao calculados tres exemplos retirados da bibliografia classica. Faz-se tambem uma aplicacao a um modelo de asa de uma aeronave real contendo os quatro graus de liberdade.

Tese (livre-docencia) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia de Limeira / Made available in DSpace on 2018-07-20T02:28:36Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Schiozer_Dayr_LD.pdf: 3172213 bytes, checksum: a2fb9eaeac34de71f3c9e26199b587b6 (MD5) Previous issue date: 1985 / Resumo: Este trabalho tem como objetivo estabelecer diretrizes para o projeto de dirigíveis, no que diz respeito ã influência da forma na resistência ao arrasto. É também feita uma indicação sobre as possibilidades de exploração da sustentação dinâmica no projeto. Acreditando muito que ao dirigível está reservado um importante papel no transporte de passageiros e carga, no capítulo 1, apresentamos breves considerações sobre as áreas de conhecimento, que devem ser entrelaçadas na pesquisa e desenvolvimento de veículos: escoamentos e técnicas de otimização para sistemas de transporte. No capítulo 2, procuramos esclarecer os nossos objetivos mostrando as limitações deste trabalho. Assim, apresentando a multiplicidade de critérios que norteiam a escolha da forma - aerodinâmica, estrutura e arranjo, principalmente - introduzimos o dirigível, comparando-o, sob alguns aspectos, a helicópteros e aviões. Finalmente, foram bem frisadas as limitações e os objetivos: não tratamos de análise de sistema de transporte e, sequer, do estabelecimento de critério geral para projeto de veículo; tratamos, única e exclusivamente, da análise de relação entre forma e resistência de arrasto, para corpos axissimétricos com indicações genéricas sobre sustentação dinâmica. Os objetivos ficaram claros: 19) Busca da geometria ótima no que concerne a arrasto, 29) Penalidades impostas no arrasto, quando se foge do ponto ótimo; 39) Análise e indicação dos aspectos que relacionam sustentação à forma. No capítulo 3, expõe-se a situação do problema, sob dois aspectos. Na primeira parte, procuramos apresentar as razoes da estagnação de pesquisa e desenvolvimento de dirigíveis durante quase meio século. A seguir, situamos o problema no que diz respeito a estudos que relacionem arrasto e sustentação ã forma: escassos, não sistemáticos e pouco confiáveis. As dificuldades de ensaios, sob semelhança dinâmica, nos indicam adotar os bons resultados obtidos com uma série sistemática de corpos de revolução, ensaiados para utilização em projetos submarinos: a serie 58. No capítulo 4, estabelece-se o processo de analise. O critério e o valor mínimo do arrasto específico por unidade de volume. O modelo matemático cria uma função objetivo; a busca é feita, com técnicas de otimização não lineares, para diversos pares de valores volume de velocidade, fixando o meio numa dada altitude e variando a geometria; também consideramos a posição da secção de área máxima, assim como os raios da curvatura da proa e da popa. Para a sustentação, a análise não é sistemática e se resume apenas num caso estudo. Os resultados são apresentados no capítulo 5, discutidos no capítulo 6 e as conclusões expostas no 7 .Nestes , fica evidenciado que: a) o valor ótimo da geometria independe de volume, de velocidade e de altitude; b) tal valor corresponde a um coeficiente prismático de 0,60 e um índice de esbeltez de 7,4; c) as penalidades em arrasto são pequenas, quando nos distanciamos, não muito, da geometria ótima, em decorrência do achatamento da função objetivo; d) características aerodinâmicas de arrasto podem ser sacrificadas, se houver exigências rigorosas de aspectos de manobra e de outras estruturais; c) a sustentação dinâmica, conseguida por vôo não axial, não e vantajosa no aspecto consumo de combustível; f) a resposta final de viabilidade econômica de sustentação dinâmica só pode ser dada após estudos que englobem todos os custos; g) é necessário analise de geometria não axissimetricas / Abstract: The purpose of this work is to establish the frameworks for airship design, concerning the relations between shape and drag. It also indicates the possibilites in exploring lift actions as design condition. We strongly believe that in the near future, the airship will be in full operation for cargo and passenger transportation. Then, in chapter I we introduce brief considerations about the fields which must be connected with the research and development of vehicles: fluid flows and optimization techniques for transportation systems. In chapter 2, we show a clear picture of our purpose, presenting restricting our work to a well defined area. Therefore, the multiplicity of criteria which govern the choice of shape - fluid dynamics, structure and general arrangement, mainly - we introduce the airship compared, in some aspects, to airplanes and helicopters. Finally we set forth the restrictions and our purposes: we will not analyse transportation systems and, even less, we will try to establish general criteria for unit vehicle design; we are restricted to the analysis of the connections between shape and drag for streamlined bodies of revolution, with additional surveys on lifting considerations. The purpose was clear: 1st: search on shape concerning drag aspects; 2nd: penalt1es on drag when the shape goes away from the optimum; 3rd: analysis and indication of relations between shape and lift. In chapter 3, we show the state of the art for the problem, in two aspects. The first one indicates the reasons why airship development was so inactive throughout almost half a century. The second shows the situation of research on drag and lift for streamlined bodies: scarces, not systematic and doubtful. The natural difficulties on testing under dynamic similarity conditions, suggest us to use model the results obtained on tests with a systematic series of streamlined bodies of revolution applied to the design of high speed submarines: Série 58. In chapter 4, we settle the method of analysis. The criterion is to find the best shape for minimum drag value, on the basis of equal displacement volume. We established the objective function; the search is developed using non linear optimization techniques; for several pairs volume - speed and fixed static fluid conditions, the shape is analysed through the variation of fineness ratio and prismatic coefficient; we also considered position of maximum area section as well as tai 1 and nose radius. For lift considerations the analysis is not systematic. The results are presented in chapter 5, discussed in chapter 6 and conclusions are established in chapter 7. Then, it is possible to point out that: a) The optimum shape is independent of volume, speed and altitude; b) the optimum corresponds to a prismatic coefficient close to 0,.60 and a fineness ratio around 7,4; c) the penalties on drag are small when the shape goes not so far away from the optimum, as a consequence of the flatten shape of the objective function; d) the aerodynamic considerations of drag can be sacrified if there are stronger reasons concerning structure and maneuvering; e) the lift that results from non axial flight is not advantageous in respect to fuel consumption; f) final answers about economical aspects of the lift under non axial flights can be stated only when complete analysis is conducted based on general economic criterion; g) it is necessary to keep doing some research on non symmetrical shapes / Tese (livre-docencia) - Univer / Livre Docente em Engenharia Mecânica

Um míssil Superfície-Ar é considerado como um corpo rígido com seis graus de liberdade utilizando a Lei de Navegação Proporcional Tridimensional para interceptar o alvo, que realiza manobras de evasiva. A análise do desempenho do míssil ao perseguir um alvo manobrável é realizada em função dos envelopes de lançamento deste, a uma determinada condição de engajamento míssil-alvo. São proposto dois conjuntos de ganhos escalonados no tempo, um para a Lei de Navegação Proporcional Tridimencional e outro para o comando de atuação em arfagem e guinada. Como ferramenta, desenvolveu-se um programa escrito em linguagem Pascal, que simula a trajetória de interceptação a partir de condições iniciais de ataque estabelecidas. Através de muitas simulações, em que considerou-se várias famílias de trajetórias, foram testados os conjuntos de ganhos escalonados no tempo econsidera-se satisfatório se o desempenho não se altera para uma variação de mais ou menos 10% nos parâmetros aerobalísticos do míssil.

Neste trabalho é analisado o escoamento supersônico em torno de uma cunha inclinada com separação da camada limite. A posição do ponto de separação e a pressão na base da cunha são calculados. Para o cálculo do escoamento viscoso é utilizado um método integral na forma inicialmente proposta por Lees E Reeves, onde as soluções da camada limite e do escoamento externo isentrópico são obtidas simultaneamente, que é o procedimento adequado a ser seguido em se tratando de escoamento onde existe interação não viscosa-viscosa. Este trabalho tem como motivação um problema típico de foguetes ou mísseis propulsados em regime de vôo supersônico com o jato propulsivo subexpandido. Em tal situação, a camada limite na região próxima à base do veículo pode descolar devido a deflexãodo escoamento causada pela expansão do jato, e esta região descolada pode ser bastante extensa, especialmente no caso laminar, diminuindo a eficiência das empenas localizadas na base. Isto ocorrendo, a estabilidade do veículo pode ser seriamente afetada, além de eventuais problemas térmicos que podem surgir como decorrência da recirculação dos gases quentes provenientes do motor. O escoamento supersônico em torno da cunha com ângulo de ataque representa um problema bi-dimensional semelhante, porém é de menor complexidade para análise tanto teórica como experimental, e por esta razão é adequado para a preparação de um modelo teórico visando o estudo desta classe de escoamento. Um programa de computador baseado na metodologia integral foi desenvolvido, e a partir dele resultados teóricos foram obtidos para o escoamento supersônico em torno de placas planas e cunhas inclinadas. Apesar da não disponibilidade de cálculos realizados neste trabalho, o modelamento integral utilizado parece reter as principais características qualitativas deste tipo de escoamento.

Considere-se uma placa plana, imersa num fluido que escoa, a qual executa um movimento não-permanente qualquer. O objetivo básico deste trabalho é calculas numericamente o campo de escoamento em torno da placa e, dessa forma, obter-se os coeficientes aerodinâmicos de sustentação e momento de arfagem. As principais hipóteses simplificadoras são: fluido não-viscoso, escoamento incompressível e irrotacional. O modelo que daí resulta permite a simulação da placa mediante uma distribuição de dipolos normais de intensidade uniforme. Para se obter o campo de velocidades lança-se mão do método dos painéis, sendo que o calculo dos coeficientes aerodinâmicos é feito utilizando-se a equação de Bernoulli linearizada. Os casos considerados para o movimento da placa são: mudança brusca do ângulo de incidência em relação a um escoamento uniforme (problema de Wagner), entrada paulatina numa rajada de canto vivo (problema de Kussner), entrada paulatina numa rajada de intensidade harmonicamente variável (problema de Sears) e movimento harmônico combinado de translação e rotação (problema de Theodorsen). O procedimento de calculo proposto é validado, para cada caso, via comparação com resultados analíticos encontrados na literatura.

Orientador: Renato Bertolino Junior / Banca: Rogério de Oliveira Rodrigues / Banca: Francisco Antonio Romero Gesualdo / Resumo: O presente trabalho tem por objetivo obter numericamente os valores das distribuições de pressões devidas à ação do vento nas paredes e nos telhados de edifícios industriais. As distribuições de pressões nas paredes e nos telhados são determinadas através da simulação numérica, utilizando-se o programa ANSYS 9.0, considerando-se a interação fluído-estrutura. Para a simulação numérica, a geometria do edifício foi modelada tridimensionalmente, não possuindo nenhuma abertura e o fluído é o ar no qual a edificação está inserida. As distribuições de pressão foram determinadas para relações geométricas em planta do edifício, entre o comprimento e largura (a/b) iguais a 1.0, 1.5, 2.0 e 4.0. Para relações geométricas em elevação do edifício, entre a altura e largura (h/b), foram tomadas iguais a 0.5, 1.0, 1.5 e 2.0. A inclinação do telhado sempre foi considerada igual a 15°. Posteriormente, comparam-se os resultados numéricos obtidos na simulação através do ANSYS com os valores apresentados na norma NBR-6123:1988, a fim de verificar a viabilidade da utilização da simulação numérica para obtenção das distribuições de pressão em outras estruturas, determinando, assim, o seu comportamento estrutural. / Abstract: The present work shows the pressures distributions values due the wind action in the walls and in the roofs on industrial buildings. The pressures distributions in the walls and in the roofs are determinate by numerical simulation environment, used the ANSYS 9.0 program, considering the interaction fluid-structure. For the numerical simulation, the geometry was considering in 3D dimensions, without opening in the industrial building. The pressures distributions were determined for the industrial buildings with geometry relations in floor by length and width ratio equal 1.0, 1y .5, 2.0, 4.0. In elevation, for geometric relations by width and height ratio was considered equal to o.5, 1.0, 1.5, 2.0. The roof slope was considering constant like 15 degrees and the wind incidence like zero degrees, that is, in front of the industrial building. / Mestre

O presente trabalho tem por finalidade determinar numericamente o campo de escoamento potencial bidimensional num perfil aerodinâmico para diferentes ângulos de ataque visando a posterior avaliação das características aerodinâmicas de aerofólios para sua aplicação no projeto de pás de turbinas eólicas. O modelo empregado baseia-se na teoria de escoamento passante (Through-flow theory), sendo utilizadas as equações que definem o escoamento numa superfície de corrente entre pás (blade to blade). Na solução numérica é aplicado um método implícito de diferenças finitas determinando-se os valores da função corrente de todo o domínio. Num procedimento iterativo a solução do problema converge para valores satisfatórios. A distribuição de velocidades no domínio é obtido por diferenciação numérica da função corrente. Posteriormente. a distribuição de pressão ao longo da corda do aerofólio é obtida e comparada com dados experimentais da referência consultada. Os resultados obtidos apresentam uma boa concordância com os dados experimentais até próximo do ângulo de ataque critico do perfil (Estol). Divergências da distribuição de pressão são detectadas na região da borda de ataque quando comparadas com os resultados experimentais, sendo isso atribuído à baixa densidade da malha. O modelo potencial não é adequado para ângulos que excedem o ângulo de ataque critico (Estol), já que o campo de escoamento próximo da superfície é afetado adversamente pela viscosidade.

O presente trabalho tem por finalidade determinar numericamente o campo de escoamento potencial bidimensional num perfil aerodinâmico para diferentes ângulos de ataque visando a posterior avaliação das características aerodinâmicas de aerofólios para sua aplicação no projeto de pás de turbinas eólicas. O modelo empregado baseia-se na teoria de escoamento passante (Through-flow theory), sendo utilizadas as equações que definem o escoamento numa superfície de corrente entre pás (blade to blade). Na solução numérica é aplicado um método implícito de diferenças finitas determinando-se os valores da função corrente de todo o domínio. Num procedimento iterativo a solução do problema converge para valores satisfatórios. A distribuição de velocidades no domínio é obtido por diferenciação numérica da função corrente. Posteriormente. a distribuição de pressão ao longo da corda do aerofólio é obtida e comparada com dados experimentais da referência consultada. Os resultados obtidos apresentam uma boa concordância com os dados experimentais até próximo do ângulo de ataque critico do perfil (Estol). Divergências da distribuição de pressão são detectadas na região da borda de ataque quando comparadas com os resultados experimentais, sendo isso atribuído à baixa densidade da malha. O modelo potencial não é adequado para ângulos que excedem o ângulo de ataque critico (Estol), já que o campo de escoamento próximo da superfície é afetado adversamente pela viscosidade.