Este trabalho trata do modelamento e simulação de escoamentos que apresentam elevados gradientes de propriedades, tais como ondas de choque e superfícies de contato, em que o fluído é considerado uma mistura reativa de gases perfeitos. Serão estudados diversos problemas representativos desta classe de escoamentos, para comparação com resultados disponíveis na literatura especializada. O presente estudo considerará a solução numérica das equações de Euler acopladas a um modelo de cinética química. A parte do equacionamento correspondente aos termos convectivos será discretizada por diferenças finitas utilizando para integração o algorítmo TVD explícito de Harten. Os termos de variação de concentração de espécies, devido às reaçõesquímicas, serão integrados no tempo por um esquema multipasso explícito, de passo ajustável, do tipo Adams-Bashforth. A fim de se conseguir maior robustez no processo numérico são utilizadas médias de Roe, aplicadas às soluções de Riemann para o cálculo de propriedades médias, assim como operadores de ordem de precisão espacial reduzida para o cálculo de pontos adjacentes às fronteiras. As condições de contorno são implementadas usando-se, quando possível, o conceito de relações características unidimensionais, inclusive para paredes. Os resultados obtidos demostram a potencialidade do método numérico para aplicações em escoamentos com grandes gradientes de propriedades. A robustez do esquema unidimensional é preservada no esquema bidimensional com uma diminuição aceitável do número de CFL. A introdução do integrador químico no esquema numérico aumentou significativamente o tempo de processamento por ponto da malha por iteração, contudo as propriedades relevantes ao processo de combustão são calculadas e se mostram comparáveis com os resultados da bibliografia especializada.

Projetar aerodinamicamente, asas supersônicas será sempre uma tarefa complexa, cara e demorada. Sabendo disso, metodologias de cálculo são concebidas e integradas de modo a orientar e agilizar a obtenção da configuração desejada. O presente trabalho é um método dos painéis de primeira ordem que emprega dipólos supersônicos e condição de contorno cinemática no plano da corda, com objetivo de determinar o diferencial de pressões e arqueamento na asa. Ou seja, é voltado para a resolução dos probelmas de análise e projeto. Os resultados obtidos, inclusive coeficientes aerodinâmicos, apresentam concordância muito boa com os valores analíticos e experimentais (asa seta). Além disso, deve-se ressaltar que foi implementado um código computacional (distcarg) de modo a facilitar e tornar mais rápida a comparação dos resultados de asas com formas em planta e carregamentos especificados, diferentes. Desta feita, conseguiu-se um conjunto integrado de códigos computacionais que corresponde às expectativas.

Como o fenômeno de instabilidade conhecido como "whirl-flutter" pode ocorrer durante o vôo da aeronave, este deve ser estudado durante a frase de projeto da mesma, tanto para satisfazer os requisitos internacionais no processo de homologação, como manter um nível de segurança adequado. As considerações históricas e técnicas, que levaram ao estudo da instabilidade dinâmica aeroelástica do sistema motor-hélice, serão inicialmente identificadas. Em seguida, será feita uma análise breve sobre o modelamento do grupo propulsor e apresentado o mecanismo de instabilidade dinâmica do mesmo. Será, então, elaborada a definição de um modelo que leva em consideração dois graus de liberdade (arfagem e guinada) e as equações de movimento obtidas por meio de uma abordagem Lagrangeana do problema. As forças aerodinâmicas atuantes no grupo propulsor são obtidas utilizando-se resultados convencionais, pela teoria do elemento de pá rígida. Considera-se também a possibilidade dos centros elásticos de arfagem e guinada do grupo propulsor terem posições diferentes. Este estudo teve por objetivo a verificação da influência global da estrutura na estabilidade em "whirl flutter", para várias configurações diferentes de aeronaves (bi-motor turbo propulsor sobre pilones ligados na parte traseira da fuselagem, bi-motor ou quadri-motor trator sobre as asas).

O objetivo deste trabalho é a obtenção de uma técnica para a modelagem otimizada de corpos submetidos a fluxos de alta velocidade, como aerofólios em escoamentos transônicos e outras geometrias aerodinâmicas. A técnica é desenvolvida através de expansões em séries de Fourier para um conjunto de equações diferenciais com interrelação com as condições de contorno, sendo uma equação para a parte superior e outra para a parte inferior do aerofólio. O método de integração temporal empregado baseia-se no esquema explícito de Runge-Kutta de 5 estágios para as equações da quantidade de movimento e na relação de estado para a pressão. Para a aproximação espacial adota-se um esquema em volumes finitos no arranjo co-localizado em diferenças centrais. Utiliza-se dissipação artificial para amortecer as frequências de alta ordem do erro na solução das equações linearizadas. A obra apresenta a solução de escoamentos bi e tridimensionais de fluidos compressíveis transônicos em torno de perfis aerodinâmicos. Os testes num´ericos são realizados para as geometrias do NACA 0012 e 0009 e asas tridimensionais usando as equações de Euler, para número de Mach igual a 0.8 e ® = 0o. Os resultados encontrados comparam favoravelmente com os dados experimentais e numéricos disponíveis na literatura.

Tese de mestrado integrado. Engenharia Mecânica. Faculdade de Engenharia. Universidade do Porto. 2010

O objetivo deste trabalho é a obtenção de uma técnica para a modelagem otimizada de corpos submetidos a fluxos de alta velocidade, como aerofólios em escoamentos transônicos e outras geometrias aerodinâmicas. A técnica é desenvolvida através de expansões em séries de Fourier para um conjunto de equações diferenciais com interrelação com as condições de contorno, sendo uma equação para a parte superior e outra para a parte inferior do aerofólio. O método de integração temporal empregado baseia-se no esquema explícito de Runge-Kutta de 5 estágios para as equações da quantidade de movimento e na relação de estado para a pressão. Para a aproximação espacial adota-se um esquema em volumes finitos no arranjo co-localizado em diferenças centrais. Utiliza-se dissipação artificial para amortecer as frequências de alta ordem do erro na solução das equações linearizadas. A obra apresenta a solução de escoamentos bi e tridimensionais de fluidos compressíveis transônicos em torno de perfis aerodinâmicos. Os testes num´ericos são realizados para as geometrias do NACA 0012 e 0009 e asas tridimensionais usando as equações de Euler, para número de Mach igual a 0.8 e ® = 0o. Os resultados encontrados comparam favoravelmente com os dados experimentais e numéricos disponíveis na literatura.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, Florianópolis, 2017. / Made available in DSpace on 2018-01-30T03:20:50Z (GMT). No. of bitstreams: 1 349588.pdf: 4625385 bytes, checksum: dc1dca352ea0ffce13b4320754881721 (MD5) Previous issue date: 2017 / A análise e desenvolvimento de perfis aerodinâmicos para operação em baixas velocidades têm ganhado importância recentemente devido à crescente utilização de VANTs (Veículos Aéreos Não Tripulados) e turbinas eólicas. Nessas aplicações, o número de Reynolds característico para o escoamento sobre a asa pode ser inferior a 3·105 e o escoamento pode sofrer separação na região laminar da camada limite, formando o que se conhece por bolhas de separação laminar. O principal objetivo deste trabalho é avaliar o comportamento das bolhas de separação laminar em um perfil aerodinâmico de alta sustentação por meio de simulações numéricas suportadas por medições em túnel de vento. Inicialmente, apresenta-se uma comparação entre os resultados previstos por quatro modelos de turbulência, sendo dois para escoamentos totalmente turbulentos (Spalart-Allmaras e SST k-?), e dois para escoamentos de transição (?-Re? e k-kL-?), usando o software FLUENT. Os modelos foram aplicados a um perfil Eppler 387, que foi escolhido por apresentar dados experimentais disponíveis e medidos em diferentes laboratórios, e a um perfil Selig 1223, por ser um perfil de alta sustentação e utilizado em aeronaves de baixa velocidade. Os resultados indicaram que, embora seja possível prever a evolução do coeficiente de sustentação para baixos ângulos de ataque usando qualquer um dos modelos, apenas os modelos de transição foram capazes de prever o surgimento da bolha de separação laminar, resultando em grandes diferenças no coeficiente de sustentação próximo ao ângulo de estol. Essas diferenças se tornaram particularmente relevantes para o perfil Selig 1223, que apresentou um ganho na sustentação máxima de 20 % movendo do Reynolds de 1·105 para 2·105. Em relação ao coeficiente de arrasto, os modelos de transição apresentaram uma diferença média de 10 % em relação às referências, enquanto que nos outros, essa diferença chegou a 40 % em alguns ângulos. Na sequência do trabalho, fabricou-se um perfil Selig 1223 instrumentado com tomadas de pressão em sua superfície, para medição do coeficiente de pressão ao longo de sua corda. Para visualizar o local da bolha de separação laminar, foi utilizado um óleo pigmentado. Os resultados mostraram boa concordância na previsão do coeficiente de pressão utilizando os modelos de transição e a observação com filme de óleo comprovou a posição e extensão da bolha de separação. Concluiu-se que a separação do escoamento na camada limite laminar foi a principal causa de estol no número de Reynolds de 1·105. Finalmente, estudou-se a possibilidade de eliminação da separação em regime laminar através da adição de um tubo de carbono à frente do bordo de ataque. Experimentalmente, verificou-se que, com a aplicação dessa técnica, o ângulo de estol em número de Reynolds de 1·105 aumentou de 10° para 20°. A técnica da visualização com óleo mostrou que a bolha é eliminada com o emprego do gerador de turbulência. Os modelos de transição forneceram boa comparação com as medições, sendo recomendado o seu uso nessas aplicações. / Abstract : The development and analysis of airfoils for low-speed operations have recently become important because of their vast use in UAVs (Unmanned Aerial Vehicle) and wind turbines. In these applications, the characteristic Reynolds number for the flow over the wing may be as low as 3·105 and separation may occur in the laminar region of the boundary layer, forming the so-called laminar separation bubbles (LSB). The main objective of this work is to evaluate the behavior of the LSBs in a high lifting airfoil by means of numerical simulations supported by measurements in wind tunnel. Primarily, a comparison of four turbulence models is given: two for fully-turbulent flows (Spalart-Allmaras e SST k-?), and two for transitional flows (?-Re? e k-kL-?), using FLUENT software. The models were initially used in an Eppler 387 airfoil, which was chosen due to the availability of experimental data obtained in different laboratories, and then in a Selig 1223, because it is a high lifting airfoil and used in low-speed aircrafts. Results indicated that, although it is possible to predict the development of the lift coefficient for low angles of attack using anyone of the models, only the transition-sensitive models were capable of predicting the LSBs, which resulted in large differences of the lift coefficient close to the region of stall. These differences became relevant for the S1223 airfoil, which presented a maximum lift coefficient difference of 20 % when comparing the Reynolds number cases of 1·105 and 2·105. Regarding drag coefficient in comparison to the references, transition-sensitive models showed an average difference of 10 %. Fully-turbulent models achieved maximum difference of 40 %. Following the work, a Selig 1223 wing was manufactured with pressure tapping holes on the surface to measure the pressure coefficient over it chord. In order to visualize the location of the laminar separation bubble, a pigmented oil was used. Results reported good agreement in predicting the pressure coefficient using the transition-sensitive models and the observations with oil film proved the position and extension of the LSBs. It was concluded that the separation in the laminar boundary layer was the main cause of stall in the Reynolds number of 1·105. Finally, it was considered the possibility of suppressing the laminar separation by installing a carbon fiber tube in front of the leading edge. Experimentally, it was verified that this technique provided an increase in the angle of stall from 10° to 20° at a Reynold number of 1·105. The oil visualization technique showed that the bubble is suppressed with the use of the turbulence generator. Altogether, transition-sensitive models provided results in better agreement with the experimental data. Their use is recommended in these applications.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico, Programa de Pós-Graduação em Engenharia de Automação e Sistemas, Florianópolis, 2014 / Made available in DSpace on 2015-02-05T20:50:18Z (GMT). No. of bitstreams: 1 330013.pdf: 4641284 bytes, checksum: 34a18f714534e4c4493daded820bd3b7 (MD5) Previous issue date: 2014 / Este trabalho trata da utilização de aerofólios cabeados (tethered airfoils) para geração de energia elétrica e apresenta uma visão detalhada sobre os conceitos de funcionamento e o cenário atual desta tecnologia. Considerando questões aerodinâmicas e características do comportamento do vento na atmosfera, são enumerados os aspectos preponderantes que fundamentam o emprego de sistemas deste tipo como uma alternativa vantajosa no aproveitamento da energia eólica. Suas principais alternativas de configuração para geração de energia elétrica são listadas, e elege-se a estrutura conhecida como Yoyo ou Pumping Kitecomo objeto de estudo para o decorrer da dissertação. Apresenta-se então o modelo dinâmico utilizado para representar o comportamento deste sistema. Após um sucinto debate sobre as diferentes abordagens de controle encontradas na literatura, detalha-se a estrutura de controle desenvolvida neste trabalho. Para auxiliar a tarefa de controle de voo é incluído um novo estado ao sistema, o qual é batizado de Ângulo de Giro. Fundamentado no conhecimento empírico da dinâmica da pipa, propõe-se um modelo matemático para descrever a evolução deste estado ao longo do tempo, modelo que é identificado e validado através de ensaios realizados em ambiente de simulação. Uma estraté-gia de controle constituída de dois laços é concebida. O laço interno é baseado na dinâmica do Ângulo de Giro e possibilita que a direção do deslocamento do aerofólio seja arbitrariamente imposta. Este laço de controle é caracterizado por um sistema não-linear de uma entrada e uma saída (SISO), e, a partir do modelo dinâmico do Ângulo de Giro, é projetada uma lei de controle baseada em realimentação linearizante. Já o laço externo é responsável por definir a trajetória de voo da pipa. A Lemniscata de Bernoulli é sugerida como uma aproximação da trajetória que proporciona a máxima produção de energia elétrica. Baseado na equação matemática desta figura, é elaborado um controlador cinemático que, a cada iteração, define a referência de Ângulo de Giro necessária para que o seguimento da trajetória desejada seja atingido. No intuito de alcançar a máxima geração de energia elétrica, é realizado um procedimento de otimização a fim de se definir o ponto de operação ideal do sistema. Os resultados de simulação obtidos através do uso deste controle são discutidos e comparados com os de outros trabalhos.<br> / Abstract: This work concerns the use of tethered airfoils for the generation of electric energy from the wind flow in the lower atmosphere, and presents a detailed vision over the working foundations and the current stage of the technology. Considering aerodynamic aspects and the wind behavior, a discussion is made on the main characteristics of this type of wind power system, which grant them advantages with respect to the conventional wind turbines. The main mechanical congurations found so far in the literature are listed, and the Yoyo (Pumping Kite) one is elected as the detailed object of study for the rest of the thesis. Thereafter a mathematical model to represent the dynamics of this pumping kite system is presented. The main existing approaches for controlling the airfoil flight are enumerated, and an own control scheme is conceived and justied. To this end, it is created a new state to the kite system, named as the turning angle. Based on empirical knowledge of the kite dynamics, it is proposed a mathematical model to describe the evolution in time of this state. This model is identified and validated by means of computer simulation experiments. The control scheme consists of two loops. The inner loop handles the turning angle dynamics, allowing the kite trajectory to be arbitrarily established. This control loop is characterized by a nonlinear system of one input and one output (SISO), and, given the already proposed model of the turning angle dynamics, a control law based on feedback linearization is designed. The generation of the kite flight trajectory occurs in the outer loop. It employs the Lemniscate of Bernoulli as an approximation of the optimal trajectory, allowing the maximization of the power output. Given the geometric characteristics of this figure, a kinematic controller is elaborated, which, at every iteration, calculates the turning angle reference needed for tracking the desired trajectory. Aiming at maximizing the electric energy generation, it is conceived an optimization procedure for determining the ideal operation point of the tethered airfoil system. Finally, simulation results of the closedloop system are presented, discussed, and compared with other results found in the literature.

O estudo das equações de Navier-Stokes desperta interesse dos estudiosos da área da análise numérica, visto que a partir destas pode-se determinar os campos de velocidade e pressão de um escoamento. Com estas equações também pode-se aproximar coeficientes aerodinâmicos, fato de grande interesse nas indústria automobilística e aeronáutica. Por isso, propõe-se estudar a aproximação das equações de Navier Stokes via o método de elementos finitos, que tem se mostrado um bom método de resolução de problemas envolvendo fiuidos. Estudam-se métodos de linearização do termo convectivo. Apresentam-se três propostas de métodos de discretização temporal para as equações dadas. Através da análise de erro e taxas de convergência para problemas com solução exata conhecida, comparam-se diferentes espaços de discretização espacial e diferentes métodos de discretização temporal. Introduz-se um modelo de regularização e através do cálculo dos coeficientes de arrasto e sustentação comprova-se a sua efetividade (no sentido de que ele permite trabalhar com malhas mais grossas, mas ainda obter soluções comparáveis àquelas obtidas por DNS). / The study of the Navier-Stokes equations arouses interest of researchers in the area of numerical analysis, since from these one can determine the velocity and pressure fields of a fiow. These equations approach aerodynamic coefficients, a fact of great interest in the aeronautical and automotive industries. Therefore, we propose to study an approximation of the Navier Stokes equations through the finite element method, which has shown to be a good method for solving problems involving fiuids. Ve study methods of linearizing the convective term, and present three methods for time discretization. Through error analysis and convergence rates for problems with known exact solution, we compare different spatial and time discretization methods. By calculating the drag and lift coefficients around a cilinder we confirm the effectiveness of the Leray-deconvolution model in comparison to direct simulation (DNS) for solving problems with coarser meshes.

O objetivo deste trabalho é a obtenção de uma técnica para a modelagem otimizada de corpos submetidos a fluxos de alta velocidade, como aerofólios em escoamentos transônicos e outras geometrias aerodinâmicas. A técnica é desenvolvida através de expansões em séries de Fourier para um conjunto de equações diferenciais com interrelação com as condições de contorno, sendo uma equação para a parte superior e outra para a parte inferior do aerofólio. O método de integração temporal empregado baseia-se no esquema explícito de Runge-Kutta de 5 estágios para as equações da quantidade de movimento e na relação de estado para a pressão. Para a aproximação espacial adota-se um esquema em volumes finitos no arranjo co-localizado em diferenças centrais. Utiliza-se dissipação artificial para amortecer as frequências de alta ordem do erro na solução das equações linearizadas. A obra apresenta a solução de escoamentos bi e tridimensionais de fluidos compressíveis transônicos em torno de perfis aerodinâmicos. Os testes num´ericos são realizados para as geometrias do NACA 0012 e 0009 e asas tridimensionais usando as equações de Euler, para número de Mach igual a 0.8 e ® = 0o. Os resultados encontrados comparam favoravelmente com os dados experimentais e numéricos disponíveis na literatura.