A computer code was developed from scratch to simulate the flow over the NACA 0012 airfoil at different Reynolds and Mach numbers. The domain was discretized in a structured-grid context. The equations were numerically solved by a finite-volume technique, using three different time-marching schemes. The Euler flow was initially modeled as well as a Reynolds-averaged Navier Stokes formulation was calculated. The Baldwin and Lomax turbulence model was employed to close the problem. The influence of a number of numerical parameters upon the computational solutions was investigated in the first phase of the work. The inviscid simulations were compared with other numerical results available in the literature. Each modification is thoroughly described and compared to the base-line case. Conclusions were drawn regarding how each of these chances affected the final result. The last Euler simulation was done using the Jameson, MacCormack and the Shu schemes in order to select the most appropriate one of the three to be employed to solve the Reynolds-averaged Navier Stokes equations. The viscous flow simulations started with the incompressible, laminar flow over a flat plate. The implementation of the viscous terms was validated calculating and comparing the results with the known Blasius analytical solution. Finally, the compressible, turbulent viscous flow over the NACA 0012 airfoil was numerically solved. The pressure coefficient distribution along the airfoil chord and the normal force coefficient were compared with experimental data due to Harris.

O estudo se inicia com a definição dos conceitos da decolagem na qual se descrevem as fases da decolagem e as várias velocidades de referência regulamentadas pelo FAR 25. Segue-se o estudo com o modelamento matemático da decolagem através das equações que descrevem o movimento longitudinal da aeronave. Fazem-se, em seguida, simplificações do modelo longitudinal e, finalmente, comparações entre os resultados dos modelos. Os resultados obtidos desse modelo são as distâncias de decolagem e de aceleração e parada nas condições monomotora e bimotora. No modelo longitudinal são levados em consideração os coeficientes de estabilidade longitudinal do avião, enquanto que no modelo simplificado esses valores não são necessários. Porém, neste último, são necessários dados de ensaio em vôo do avião para que seja possível o cálculo da distância na fase de transição da decolagem. O principal objetivo é a comparação entre os resultados do modelo longitudinal que descreve a dinâmica do avião e os resultados do modelo simplificado, durante a decolagem. O modelo simplificado apresentou resultados satisfatórios, pois as distâncias de decolagem foram calculadas com dados de ensaios em vôo, ou seja, são resultados que refletem diretamente o desempenho real da aeronave. No modelo longitudinal observou-se, pelas variáveis ângulos de ataque, de arfagem e de trajetória, que a técnica de pilotagem é um parâmetro que afeta bastante a estabilidade da aeronave durante a decolagem. Foi necessário implementar um controlador PID para simular a técnica de pilotagem e garantir a convergência em termos de estabilidade do avião. Na comparação dos resultados observou-se que os dois modelos apresentam diferenças nas distâncias dos subtrechos do processo de decolagem, tanto no caso monomotor e bimotor. Essas diferenças podem ser atribuídas principalmente por não se considerar o efeito solo no modelo longitudinal. Além disso, no caso monomotor, não se considerou a assimetria de tração, que é um fator importante na dinâmica látero direcional do avião. Os estudos podem ser aprimorados em trabalhos futuros com a implementação do efeito solo e da modelagem da dinâmica látero direcional do avião.

The present work discusses the application of neural networks for the accurate prediction of aerodynamic coefficients of airfoil and wing-body configurations. Meta-models based on neural-network are able to handle non-linear problems with a large amount of variables. In this highlight, an efficient methodology employing neural networks for predicting aerodynamic coefficients of generic aircraft was developed. Basic aerodynamic coefficients are modeled depending on angle of attack, number of Mach, Reynolds number, and the lift coefficient of the configuration. A database is provided for the neural network, which is initially trained to learn an overall non-linear model dependent on a large number of variables. A new set of data, which can be relatively sparse, is then supplied to the network to produce a new model consistent with the previous model and the new data. The new model is able to accurately estimate in the sparse test data points and thus the obtaining of a result for a generic configuration is relatively an easy and quick task. Because of this, the methodology is highly suited to be incorporated into a multi-disciplinary design and optimization framework, which make extensively use of aerodynamic calculation for using in other applications, to evaluate performance and loads, besides other core tasks. A Multilayer Perceptrons (MLP) network was designed and employed for predicting drag polar curves of generic airfoils for a given Mach and Reynolds number variation. Airfoil geometry is modeled by polynomial functions described by twelve variables.

Estudo dos efeitos aerodinâmicos de uma configuração canard-asa desenvolvida para uso em um treinador avançado militar utilizando método dos painéis com enrolamento de esteira (VSAERO). Análise de alguns comportamentos aerodinâmicos como: determinação da distribuição de sustentação ao longo da envergadura para a asa e para o canard, estimativa do Cl máximo da asa e do canard, influência do vórtice de ponta do canard nas características aerodinâmicas da asa, determinação da distribuição de Cp ao longo da corda em algumas estações da semi-asa e determinação da sustentação em função do ângulo de ataque para varias posições, diedros e deflexões do canard na condição de vôo baixo subsônico.

Sistemas de pouso automático vêm sendo utilizados com sucesso desde 1960. Seu emprego permite às companhias aéreas operar em condições de baixa visibilidade com extrema segurança e confiabilidade. Os impactos econômicos destas operações são relevantes, justificando os altos custos de desenvolvimento, manutenção e treinamento associados a tais sistemas. A função por eles desempenhada ée talvez a mais crítica das funções de controle automático presente em uma aeronave moderna, e por isso continua a ser um dos maiores desafios de engenharia de controle na indústria aeronáutica. Os requisitos aplicáveis de performance, segurança, confiabilidade e monitoramento por parte dos pilotos, associados à busca constante por baixos custos das companhias aéreas, resultam em um cenário de constante evolução tecnológica destes sistemas. Dentro deste contexto, o presente trabalho tem como objetivo apresentar um método de projetar um sistema de controle longitudinal automático para a fase de arredondamento de maneira simples, rápida e direta, para obter um sistema robusto e com boa performance. O modelo para simulação foi obtido a partir do conceito de derivadas aerodinâmicas de estabilidade. A estratégia de controle adotada emprega conceitos de controle moderno em uma arquitetura que permite avaliar facilmente diversas estruturas de controlador. Os ganhos do controlador são obtidos automaticamente por um algoritmo de otimização baseado na resposta temporal do sistema. A ênfase do trabalho de engenharia deste método está na escolha da estrutura do controlador e dos critérios de otimização. A trajetória de comando adotada se baseia numa trajetória fixa no espaço explicitamente definida como uma função da distância longitudinal percorrida. Este conceito reduz drasticamente a dispersão do ponto de toque e da velocidade vertical no pouso causada por variações nas condições atmosféricas e nas características da aeronave. A robustez do controlador resultante foi testada frente a diversos parâmetros que sabidamente influenciam a performance de um sistema de pouso automático na vida real.

This work presents the results of shock tunnel tests of a Mach 10 waverider with sharp leading edges. The waverider surface was generated from a conical flowfield with the volume and the viscous lift-to-drag ratio as optimization parameters. A compression and expansion ramps were added to the pure waverider surface in order to simulate the flow over a scramjet engine. The compression ramp was designed so as to provide the ideal conditions for the supersonic combustion of the Hydrogen while the expansion section was derived from an ideal minimum length supersonic nozzle. The experimental data included Schlieren photographs of the flow and the pressure distribution over the compression surface. These data were compared with the inviscid theory. During these investigations, the IEAv's T3 shock tunnel was used to simulate the hypersonic flow. The stagnation conditions as well as the free stream properties were estimated using numerical codes. The tunnel operated at Mach number ranges of 8.9 to 10, Reynolds number from 2.25 x 106 to 8.76 x 106 (m-1) and Knudsen number from 0.06 to 0.19. From the Schlieren photographs it was noted that the inlet flowfield behaves according to the predictions of the hypersonic viscous interaction models. Also, the pressure variation along the compression surface centerline was obtained using piezoelectric pressure sensors. The resulted profile presented the general trend of the flow described by these models.

O objetivo deste trabalho ée criar um fluxo de processos referentes às disciplinas aeronáuticas utilizadas no projeto preliminar de aeronaves e utilizar esse fluxo para análises e otimizações multidisciplinares. Foram consideradas as disciplinas de Peso e Centragem, Aerodinâmica, Estabilidade e Controle e Desempenho. Na disciplina de peso e centragem foram utilizados modelos semi-empíricos para a estimativa de peso de componentes, no cálculo aerodinâmico foi utilizado um código de potencial completo com correção de camada limite para análise de configurações asa-fuselagem, em desempenho foram utilizados modelos semi-empíricos para cálculo de consumo de combustível e distância de decolagem e, finalmente, em estabilidade e controle foram utilizadas simplificações consagradas na literatura para realizar uma análise simplificada da qualidade de vôo da aeronave. Também foi considerado nesta disciplina o efeito proporcionado por um sistema de aumento de estabilidade de simples arquitetura. Foram realizados diferentes estudos de caso nos quais as variáveis de projeto e os métodos e critérios de otimização eram modificados a fim de observar a resposta do modelo. Reduções de atée 6% no consumo de bloco foram obtidas, resultado que pode ser considerado bastante expressivo. Entretanto, alguns resultados mostram-se relativamente irreais quando comparado à aeronaves de mesma categoria e alguns estudos adicionais foram propostos a fim de validar esse procedimento para aplicações industriais.

Este trabalho propõe uma metodologia de desenvolvimento de dois modelos dinâmicos um linear e outro não-linear de seis graus de liberdade a ser utilizado em simuladores e treinadores de vôo de helicópteros. Inicialmente são apresentados modelos para os diversos módulos de um simulador, incluindo as características físicas e os dados de ensaios em vôo dos helicópteros Bölkow BO105, AS550 Fennec e AS355-F2 Esquilo Bimotor. A simulação do modelo dinâmico proposto em ambiente Matlab/Simulink e FlightGear, a partir das derivadas de estabilidade e controle do BO105 no vôo nivelado, demonstra sua aplicabilidade e que é possível utilizar estes parâmetros como estimativas iniciais das derivadas dos helicópteros da família Esquilo. Em seguida, cada um dos elementos da metodologia quad-M, utilizada neste trabalho, são detalhadamente descritos, sendo, inclusive, proposto um novo método de otimização baseado no uso conjunto de técnicas de busca global e local por meio dos algoritmos genético e Levenberg-Marquadt. Por fim, as derivadas de estabilidade e controle acopladas e desacopladas dos modos longitudinal e látero-direcional do helicóptero AS355-F2 são determinadas por meio do método do erro de saída no domínio do tempo, após excitações de comando do tipo sinusoidal e 3-2-1-1.

Vários centros de pesquisa estão desenvolvendo novos veículos aeroespaciais utilizando tecnologias propulsivas avançadas. Estato-reator a combustão supersônica (scramjet) é a tecnologia propulsiva que apresenta maior potencial dentre as tecnologias em estudo. Scramjets transportam apenas o combustível, normalmente hidrogênio, utilizando o ar atmosférico como oxidante adquirindo a maior parte da energia cinética necessária para atingir a órbita terrestre durante seu vôo atmosférico. Túneis de choque hipersônicos são dispositivos laboratoriais capazes de gerar o ambiente encontrado em vôos hipersônicos, com relação à velocidade, composição química, temperatura e entalpia do escoamento. A investigação experimental da processo da combustão supersônica, em túnel de choque hipersônico, está sendo realizada no Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, em São José dos Campos/SP. Investigações através da técnica de espectroscopia de absorção, para caracterização dos produtos da exaustão, bem como a visualização schlieren da interação do escoamento hipersônico com a entrada da seção de combustão do estato-reator a combustão supersônica foram realizadas.

Nesta Dissertação, ée apresentado um procedimento de projeto de leis de controle de vôo de aeronaves utilizando o Controle à Estrutura Variável ou Controle por Modos Deslizantes, levando em consideração robustez a incertezas paramétricas e redução de chattering. ÉE apresentada uma revisão sobre a utilização do Controle à Estrutura Variável no projeto de leis de controle de vôo de aeronaves; uma revisão dos principais conceitos do Controle à Estrutura Variável; uma apresentação de conceitos matemáticos e de Controle considerados no procedimento de projeto; a definição da função de chaveamento, das condições de alcance e do vetor de controle à estrutura variável considerados; o procedimento de projeto propriamente dito e a aplicação do mesmo no projeto de uma lei de controle para a dinâmica longitudinal de uma aeronave hipersônica genérica. O procedimento de projeto ée realizado a partir de abordagens teóricas claras (que definem procedimentos para ajuste do controlador a partir de parâmetros de desempenho) e procedimentos de cálculo numérico diretos. No exemplo desenvolvido, todas as exigências impostas ao controle, incluindo robustez de desempenho e estabilidade a incertezas paramétricas e eliminação de chattering, são satisfeitas.