Submitted by maria angelica Varella (angelica@sibi.ufrj.br) on 2017-12-15T16:03:54Z No. of bitstreams: 1 123968.pdf: 2316440 bytes, checksum: ead61a6a154043c287978c83d93a60d8 (MD5) / Made available in DSpace on 2017-12-15T16:03:54Z (GMT). No. of bitstreams: 1 123968.pdf: 2316440 bytes, checksum: ead61a6a154043c287978c83d93a60d8 (MD5) Previous issue date: 1969-08 / Obtivemos dados experimentais sobre o campo de pressões estáticas que se forma sobre a superfície de uma cúpula hemisférica apoiada sobre o solo e imersa num escoamento de velocidade variável ao longo da secção transversal. Examinamos a influência do gradiente de velocidade, no perfil do vento incidente, sobre o campo de pressões estáticas na superfície da cúpula. Fizemos ensaios com um modelo completamente fechado e com um furo no topo, ambos apoiados sobre o solo. Outros estudos foram feitos com um modelo ligeiramente levantado do solo. O estudo tem como aplicação direta a construção do domo do Hotel Tropical de Manaus. / The purpose of the present work is to provide data for the pressure field over the surface of a hemispherical dome, which rests on the ground. The dome has a hole on the top and is placed into a wind current vii th veloci ty varying over the cross section of the wind tunnel. A device to introduce a velocity gradient in the wind profile has been developed. This research has an application in the design of the hemispherical done of the Hotel Tropical de Manaus.

Submitted by maria angelica Varella (angelica@sibi.ufrj.br) on 2018-02-27T16:44:26Z No. of bitstreams: 1 161246.pdf: 1262962 bytes, checksum: 69ed43a5e387b806d02b99e4cfdbd8f4 (MD5) / Made available in DSpace on 2018-02-27T16:44:26Z (GMT). No. of bitstreams: 1 161246.pdf: 1262962 bytes, checksum: 69ed43a5e387b806d02b99e4cfdbd8f4 (MD5) Previous issue date: 1984-10 / O presente trabalho tem por objetivo, estabelecer um sistema de tele-comando de um veículo submarino axissimétrico, de forma a permitir uma interceptação com outro veículo em movimento, que se desloca em um plano paralelo a superfície do mar. A dinâmica e a cinemática deste veículo são analisadas, sendo efetuado depois um estudo sobre o giroscópio selecionado. Finalmente, será fornecido um anteprojeto para implementação do sistema, o que permitirá uma posterior avaliação dos dados coletados. / The main purpose of this work is to establish a telecommand system for an axisymmetric underwater vehicle to allow the interception of another vehicle, moving in a parallel plane to the sea surface. The kinematic and dynamic performance of this vehicle will be analysed, anda study made of the selected gyroscope. Finally a design implementation of the system will be produced, enabling practical data measurement to be made and evaluated.

Submitted by maria angelica Varella (angelica@sibi.ufrj.br) on 2018-03-07T14:08:08Z No. of bitstreams: 1 161226.pdf: 3282447 bytes, checksum: 74689f749d6d13c23561f78ee7c6aa4e (MD5) / Made available in DSpace on 2018-03-07T14:08:08Z (GMT). No. of bitstreams: 1 161226.pdf: 3282447 bytes, checksum: 74689f749d6d13c23561f78ee7c6aa4e (MD5) Previous issue date: 1984-11 / CNPq / CAPES / Apresenta-se uma revisão crítica das principais teorias de geração aerodinâmica de som e de diversas modelações para os termos fonte. São comentadas as principais propriedades do escoamento e do campo acústico de um jato turbulento. Mostra-se que o modelo de ruido próprio e de cisalhamento necessita, para obedecer ã conservação de energia, de interferência entre os dois tipos de ruido. A importância da coerência na radiação sonora é discutida, sendo levantadas evidências em favor da hipótese contrária. São examinadas as correlações da pressão sonora no campo afastado, que são modeladas de forma concisa. Mostra-se que os resultados experimentais corroboram a hipótese de que a turbulência comporta-se, enquanto fonte acústica, como uma distribuição de quadripolos laterais. / A critical review of the principal theories of aerodynamical generation of sound and of some expansions for the source terms is presented. The principal properties of the flow and sound fields of a turbulent jet are commented. It is shown that, to obbey energy conservation, the shear noise/self noise model requires interference between the two types of terms to occur. The importance of source coherence in the sound field is discussed, and some evidences against this hypothesis are raised. Far field sound pressure correlations are examined and modelled in a very simple form. It is shown that experimental results agree with the hypothesis that turbulence, as anacoustic source, is equivalent to a distribution of lateral qui drupoles.

O presente trabalho apresenta um estudo numérico dos efeitos da aplicação de geometrias geradoras de vórtices, com intuito de controlar passivamente a camada limite, em um perfil aerodinâmico que integra a asa traseira de multi elementos de um veículo de Fórmula SAE. As equações de Navier-Stokes com médias de Reynolds foram resolvidas utilizando o modelo k-ω SST (Shear Stress Transport) para o problema de fechamento da turbulência. Uma metodologia numérica padrão foi definida e utilizada nos diferentes casos analisados. Domínio de cálculo, malha, condições de contorno e critério de convergência foram escolhidos com base em norma SAE para análise numérica de escoamento externo em veículos terrestres. As camadas de volumes prismáticos próximos as superfícies com não-deslizamento foram dimensionadas de forma a resultar em um tratamento de parede adequado ao modelo de turbulência aplicado. O método GCI (Grid Convergence Index) foi utilizado para avaliar a qualidade da malha. Com o intuito de reduzir o custo computacional nos testes com diferentes configurações de geradores de vórtices, apenas parte de interesse do domínio de cálculo foi resolvido, impondo perfis de velocidade, energia cinética da turbulência e dissipação específica em sua entrada. Estas condições foram importadas da simulação com domínio completo resolvida Para verificar a correta captação dos principais efeitos físicos envolvidos, comparações com resultados experimentais foram feitas para 2 casos com escoamentos representativos: o corpo de Ahmed e um perfil aerodinâmico com geradores de vórtices. Além disso, as diferenças entre resolver o domínio completo ou parcial foram estudadas em outro comparativo com resultados experimentais. Concluiu-se que a metodologia numérica foi capaz de obter os coeficientes aerodinâmicos, e suas tendências frente a mudanças de geometria, nos casos estudados. Resolver parcialmente o domínio, impondo perfis em sua entrada, acarretou em diferença nos coeficientes obtidos na ordem de 2% para o coeficiente de sustentação e 7% para o coeficiente de arrasto. O controle passivo via geradores de vórtices foi eficaz em atrasar a separação da camada limite no flap do veículo de Fórmula SAE, as melhoras nos coeficientes de arrasto e sustentação foram da ordem de 7% e 0,3%, respectivamente. / The present work is a numerical study of the effects of the application of vortex generating geometries, in order to passively control the boundary layer, in an aerodynamic profile that integrates a multi-element rear wing of a Formula SAE vehicle. The Reynolds Averaged Navier-Stokes equations were solved using the k-ω Shear Stress Transport model for the turbulence closure problem. A standard numerical methodology was defined and used in the different cases analyzed. Computational domain, mesh, boundary conditions and convergence criteria were chosen based on SAE standard for numerical analysis of external flow in land vehicles. The layers of prismatic volumes near the non-slip surfaces were dimensioned to result in a wall treatment suitable to the applied turbulence model. The Grid Convergence Index (GCI) method was applied to evaluate the mesh quality. In order to reduce the computational cost in tests with different vortex generators configurations, only the part of interest of the calculation domain was solved, imposing velocity, turbulent kinetic energy and specific dissipation profiles on its inlet These conditions were imported from the full domain simulation already solved. To verify the correct capture of the main physical effects involved, comparisons with experimental results were made for 2 cases with representative flows: the Ahmed body and an aerodynamic profile with vortex generators. In addition, the differences between solving the complete or partial domain were studied in another comparative with experimental results. It was concluded that the numerical methodology was able to obtain the aerodynamic coefficients, and their tendencies against changes of geometry, in the cases studied. Partially solving the domain, imposing profiles at its entrance, resulted in a difference in the coefficients obtained in the order of 2% for the lift coefficient and 7% for the drag coefficient. The passive control via vortex generators was effective in delaying the separation of the boundary layer on the flap of the Formula SAE vehicle, the improvements in drag and lift coefficients were of the order of 7% and 0,3%, respectively.

Com o avanço tecnológico dos computadores e o desenvolvimento de programas de simulação de fluidos, propiciando resultados cada vez mais sofisticados e eficazes, ocorreu uma redução significativa no tempo e nos custos computacionais para conceber veículos mais seguros e com menos agressão ao meio ambiente, devido ao seu menor consumo de combustível. Contudo, mesmo com o uso da Dinâmica dos Fluidos Computacional bastante disseminado, ainda são divergentes as informações sobre o nível de concordância esperado entre os resultados obtidos, por meio da simulação, quando comparada com os resultados medidos experimentalmente. Este trabalho apresenta uma sequencia metodológica para determinação das forças de arrasto sobre um veículo de transporte de pessoas (ônibus), de maneira a transmitir a compreensão dos fenômenos que envolvem o problema, a sequencia necessária de simulações e conceitos que devem ser atribuídos para obtenção de respostas coerentes. Primeiramente é abordada a análise de problemas com respostas experimentais disponíveis e assim validando a metodologia de simulação para cada parâmetro abordado, domínio, malha, discretização da camada limite e modelos de turbulência. Com base nas definições destes parâmetros são realizadas as simulações de um problema em escala real do escoamento de fluidos sobre um ônibus. A metodologia empregada para estimar os parâmetros de simulação é apresentada em forma de uma sequencia de cálculos, de fácil utilização. Os resultados demonstram que o uso do método numérico na criação de veículos pode ser ampliado, com significativa redução de ensaios experimentais. A análise numérica apresentada ratifica a metodologia numérica como importante ferramenta para aprimorar o projeto de veículos, com menor coeficiente de arrasto e maior estabilidade aerodinâmica, com isto proporcionando a redução do consumo de combustível, somados com benefícios secundários significativos, tais como, baixo acúmulo de sujeira, melhorando a visibilidade, ruído aerodinâmico reduzido e até menor fadiga do condutor. / The technological advancement of computers and the development of fluid simulation software providing results increasingly sophisticated and effective, has resulted in a significant reduction in time and computational cost to develop safer vehicles with less harm to the environment due to its lower fuel consumption. However, even with quite widespread Computational Fluid Dynamics use, there is still conflicting information on the expected level of agreement among the results obtained by simulation, when compared with the experimentally measured results. This work presents a methodological sequence to determine the drag force on a vehicle for people transportation (bus ), in order to convey the understanding of phenomena involving the problem , the required sequence of simulations, and concepts that should be assigned to obtain coherent answers. At first, one approaches the analysis of problems with available experimental answers, thus validating the simulation methodology for each parameter approached, domain , mesh ,discretization of the boundary layer and turbulence models. Based on the definitions of these parameters, simulations of an actual scale problem of fluid flow on a bus are performed. The methodology used to estimate the simulation parameters is presented in the form of a sequence of calculations easy to use. The results show that the use of the numerical method for creating vehicles can be expanded with a significant reduction in experimental tests. The numerical analysis presented confirms the numerical methodology as an important tool to upgrade the design of vehicles, with lower drag coefficient and greater aerodynamic stability, thus providing a reduction of fuel consumption, added to significant secondary benefits, such as low dirt accumulation, improving visibility, reduced aerodynamic noise and even less driver fatigue.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Departamento de Engenharia Mecânica, 2011. / Submitted by Shayane Marques Zica (marquacizh@uol.com.br) on 2011-09-13T19:13:31Z No. of bitstreams: 1 2011_ThiagoFernandesOliveira.pdf: 4245386 bytes, checksum: 1a6804b340c8e4f82fe6c1591dffe1e9 (MD5) / Approved for entry into archive by LUCIANA SETUBAL MARQUES DA SILVA(lucianasetubal@bce.unb.br) on 2011-10-04T16:16:42Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2011_ThiagoFernandesOliveira.pdf: 4245386 bytes, checksum: 1a6804b340c8e4f82fe6c1591dffe1e9 (MD5) / Made available in DSpace on 2011-10-04T16:16:42Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2011_ThiagoFernandesOliveira.pdf: 4245386 bytes, checksum: 1a6804b340c8e4f82fe6c1591dffe1e9 (MD5) / O objetivo deste trabalho é o estudo experimental de um perfil aerodinâmico NACA 0018 em movimento angular em túnel de água. Os coeficientes de sustentação, arrasto e momento de arfagem foram medidos estaticamente e dinamicamente (durante a movimentação angular do perfil) através de uma célula de carga desenvolvida especificamente para este estudo. O software LabView foi utilizado para a aquisição de dados e controle do experimento. Os ensaios foram realizados para os números de Reynolds iguais a 97.000, 124.000 e 150.000 para os casos estáticos e 124.000 e 150.000 para os casos dinâmicos com velocidades angulares do perfil iguais a 0,06, 0,13 e 0,19 rad/s. Os resultados dos ensaios estáticos foram comparados com a literatura apresentando boa concordância. Os ensaios dinâmicos foram realizados para a verificação do fenômeno de estol dinâmico. Os resultados foram comparados entre os diferentes números de Reynolds. A influência das diferentes velocidades angulares nos casos dinâmicos também foi evidenciada comparando-se inclusive com o caso estático. A visualização do escoamento também foi realizada para complementar a análise. _______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The objective of this work is the experimental study of a NACA 0018 airfoil in angular movement in a water tunnel. The lift, drag and pitching moment coefficients were measured statically and dynamically (along the airfoil's angular movement) through a load cell specifically designed for this study. The LabView software was used for the data acquisition and control of the experiment. The tests were performed for Reynolds numbers equal to 97,000, 124,000 and 150,000 for the statics cases and 124,000 and 150,000 for the dynamics cases with angular velocities of the airfoil equal to 0.06, 0.13 e 0.19 rad/s. The results of the statics tests were compared with the literature with good agreement. The dynamic tests were performed to verify the phenomenon of dynamic stall. The results were compared between the different Reynolds numbers. The influence of the angular velocities in the dynamics cases was also evidenced comparing including with the static case. The flow visualization was also performed to complement the analysis.

Um modelo numérico para simulação da resposta aeroelástica de asas fixas é proposto. A estratégia adotada no trabalho é a de tratar a aerodinâmica e a dinâmica estrutural separadamente e então acoplá-las na equação de movimento. A caracterização dinâmica de uma asa protótipo é feita pelo método dos elementos finitos e a equação de movimento é escrita em função das coordenadas modais. O carregamento aerodinâmico não-estacionário é determinado pelo método de malha de vórtices. A troca de informações entre as malhas estrutural e aerodinâmica é feita através do método de interpolação por splines de superfície e a equação de movimento é resolvida iterativamente no domínio do tempo, utilizando-se um método preditor-corretor. As teorias de aerodinâmica, dinâmica estrutural e do acoplamento entre elas são apresentadas separadamente, juntamente com os respectivos resultados obtidos. A resposta aeroelástica da asa protótipo é representada por curvas de deslocamentos modais em função do tempo para várias velocidades de vôo e a ocorrência de flutter é verificada quando estas curvas divergem (i.e. as amplitudes aumentam progressivamente). Transformadas de Fourier destas curvas mostram o acoplamento de freqüências característico do fenômeno de flutter. / A numerical model for the simulation of the aeroelastic response of fixed wings is proposed. The methodology used in the work is to treat the aerodynamic and the structural dynamics separately and then couple them in the equation of motion. The dynamic characterization of a prototype wing is done by the finite element method and the equation of motion is written in modal coordinates. The unsteady aerodynamic loads are predicted using the vortex lattice method. The exchange of information between the aerodynamic and structural meshes is done by the surface splines interpolation scheme, and the equation of motion is solved interactively in the time domain, employing a predictor-corrector method. The aerodynamic and structural dynamics theories, and the methodology to couple them, are described separately, together with the corresponding obtained results. The aeroelastic response of the prototype wing is represented by time histories of the modal coordinates for different airspeeds, and the flutter occurrence is verified when the time histories diverge (i.e. the amplitudes keep growing). Fast Fourier Transforms of these time histories show the coupling of frequencies, typical of the flutter phenomenon.

O método adjunto tem sido extensivamente utilizado como ferramenta de síntese no projeto de aeronaves por permitir que se obtenham sensibilidades de distintas medidas de mérito com relação a parâmetros que controlam a geometria de superfícies aerodinâmicas. O presente trabalho visa uma ampliação das aplicações da formulação contínua do método, ao utilizar propriedades físicas do escoamento nas fronteiras permeáveis do domínio computacional como parâmetros de controle de uma particular medida de mérito. Desse modo é possível, entre muitas possibilidades, determinar a sensibilidade de integrais como sustentação ou arrasto de uma aeronave com relação às condições de cruzeiro, por exemplo. Mais do que isso, essa informação pode ser obtida com a mesma solução adjunta computada para realizar otimização de forma. Vale destacar, ainda, que para que se consiga obter essa informação a partir das equações adjuntas, é necessário que se implemente condições de contorno baseadas em equações diferenciais características, resolvendo o problema de Riemann completo nas fronteiras do domínio. A implementação das usuais condições de contorno homogêneas, vastamente difundidas na literatura, resultaria em gradientes nulos. Esta nova abordagem do método é então aplicada a escoamentos modelados pelas equações de Euler 2-D compressíveis em estado estacionário. Ambos os problemas, físico e adjunto, são resolvidos numericamente com um código computacional que utiliza o método dos volumes finitos com segunda ordem de precisão no espaço e discretização centrada com dissipação artificial. As soluções estacionárias são obtidas ao se postular um termo tempo-dependente e integra-lo com um esquema Runge-Kutta de 5 passos e 2a ordem de precisão. As simulações são realizadas em malhas não-estruturadas formadas por elementos triangulares em 4 geometrias distintas: um bocal divergente, um perfil diamante, um aerofólio simétrico (NACA 0012) e o outro assimétrico (RAE 2822). Os gradientes adjuntos são então validados por meio da comparação com os obtidos pelo método de diferenças finitas nos regimes de escoamento subsônico, supersônico e transônico. / The adjoint method has been extensively used as an aircraft design tool, since it enables one to obtain sensitivities of many different mesures of merit with respect to parameters that control the aerodynamic surface geometry. This works aims to open up the possibilities of the method\'s applications by using flow physical properties at the permeable boundaries of the computational domain as control parameters of a particular measure of merit. This way it is possible, among many possibilities, to compute lift or drag sensitivities of an aircraft with respect to cruise conditions, for instance. Moreover, this information can be obtained with the same adjoint solution used to perform shape optimization. It is also worth noting that in order to obtain this information from the adjoint equations it is necessary to implement characteristics-based boundary conditions, resolving the complete Riemann problem at the boundaries of the computational domain. The use of the traditional homogeneous boundary conditions, widely spread in the literature, would lead the gradient to vanish. This new approach of the method is, then, applied to flows modeled by the 2-D steady state compressible Euler equations. Both, physical and adjoint problems are numerically solved with a computational code that makes use of a 2nd order finite volume method and central differences with artifficial dissipation. The steady solutions are obtained by postulating a time-dependent term and integrating it with a 5-stage 2nd order Runge-Kutta scheme. The simulations are performed on unstructured triangular meshes to 4 different geometries: a divergent nozzle, a diamond profile, a symmetric airfoil (NACA 0012) and a assymmetric airfoil (RAE 2822). The adjoint gradients are then validated by comparison with those obtained by finite differences method in subsonic, supersonic and transonic flow regimes.

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.

O conhecimento do comportamento aerodinâmico do tabuleiro de uma ponte é um fator determinante em projetos de pontes e na resolução de problemas práticos de engenharia associados. No Brasil ainda são poucas, mas crescentes, as construções de pontes com cabos, sejam elas pênseis ou estaiadas. Estas fazem parte do foco do estudo desta tese de doutorado que visa à obtenção de contribuições para ampliar a base de dados referentes aos parâmetros que influenciam o comportamento aerodinâmico de pontes. Busca-se investigar e quantificar os efeitos de interferência devidos à ação do vento em tabuleiros paralelos (próximos) de pontes, frente à resposta induzida pelo desprendimento de vórtices, gerando subsídios para a elaboração de projetos e solução de problemas da prática da Engenharia Civil. O programa experimental foi realizado nas instalações do Túnel de Vento Prof. Joaquim Blessmann da Universidade Federal do Rio Grande do Sul. Foram realizadas medidas em modelos seccionais reduzidos de um tabuleiro de ponte. Um modelo teve sua secção transversal média instrumentada com tomadas de pressão para determinação do campo de pressões. Foram obtidos campos de pressões para o modelo isolado e para distintas configurações de vizinhança (posicionamento de outro tabuleiro idêntico paralelo ao instrumentado) O outro modelo seccional foi ensaiado com o auxílio de um dispositivo que permite a simulação de dois graus de liberdade, vertical e torcional, utilizado para a determinação do comportamento dinâmico do tabuleiro frente ao desprendimento de vórtices. Nestes testes foram investigadas as condições de vizinhança, de dispositivos aerodinâmicos (nariz de vento) além da variação do nível de amortecimento em relação ao crítico, sendo a seguir realizadas medidas do campo de velocidades no entorno do modelo do tabuleiro. Os efeitos de interferência observados, a partir dos testes com modelos estáticos, variaram de acordo com cada uma das disposições geométricas estudadas. Em determinadas situações foram observados efeitos benéficos de proteção, entretanto, aumentos nos coeficientes também ocorreram. Os resultados obtidos com os modelos dinâmicos indicaram, de uma forma geral, melhora na estabilidade aerodinâmica em relação à situação com modelo isolado. Foi observada a ocorrência de mais de um pico na resposta vertical por desprendimento de vórtices o que ocasionou estudos adicionais aos inicialmente propostos. A partir da verificação da real possibilidade de ocorrência de mais de um pico na resposta, propõe-se a inclusão de novas orientações para o projeto de estruturas suscetíveis a vibrações verticais por desprendimento de vórtices em texto de normas ou recomendações de projeto. / The knowledge of the aerodynamic behavior of a bridge deck is a major factor in the design of bridges and in the solving of related engineering problems. There are still not many suspension or cable stayed bridges in Brazil, although the construction of these kind of structures has been increasing in the last years. This Thesis has the aim of contributing with the broadening of the state of the art in the aerodynamics of cable stayed bridges. The objective is to investigate the effects of aerodynamic interference in closely spaced bridge decks due to vortex shedding. The experimental program was performed in the boundary layer wind tunnel Prof. Joaquim Blessmann of the Universidade Federal do Rio Grande do Sul. The measurements were obtained through sectional models of bridge decks. One of the models was instrumented with pressure taps for the measurement of the individual pressure field (isolated model) as well as for several vicinity configurations (two closely spaced parallel models). The other sectional model was tested through an experimental device which allows the simulation of two degrees of freedom, vertical and torsional, used for the investigation of the bridge deck behavior under vortex shedding excitation. Several vicinity configurations, aerodynamic devices, damping levels and measurement points around the models were investigated in the wind tunnel tests. The interference effects observed from the static models vary according to each one of the geometric positions studied. For some situations there were beneficial protection effects, although an increase in the value of the coefficients also occurred. The results from the dynamic model have generally indicated an improvement in the aerodynamic stability in relation to the isolated model. It was also observed that more than one peak occurred for the vertical response due to vortex shedding, which lead to additional studies to the initial planned. From these observations, the inclusion of new guidelines for the design of structures susceptible to vertical vibrations due to vortex shedding, in the specific codes, are recommended.