O presente trabalho busca através do uso de túnel de vento e de análises computacionais via CFD (Computacional Fluid Dynamics) avaliar o comportamento aerodinâmico que determinadas modificações nas arestas vivas de uma edificação retangular propiciam. No que tange a avaliação em túnel de vento, confeccionou-se modelos rígidos com diversas tomadas de pressão distribuídas nas fachadas dos modelos com o propósito de determinar a distribuição das isolinhas médias de pressão e os coeficientes aerodinâmicos. As simulações computacionais foram feitas a partir do uso do método de Taylor-Galerkin de 2 passos em sua forma explícita. Os modelos numéricos foram discretizados segundo o Método dos Elementos Finitos (MEF) utilizando a técnica de integração reduzida e controle de modos espúrios. A turbulência foi tratada utilizando o modelo de turbulência LES (Large Eddy Simulation), um simulador sintético de turbulência e a viscosidade turbulenta segundo a forma dinâmica. Ao final, concluiu-se que as modificações nas arestas vivas de um edifício alto, inicialmente retangular, são capazes de propiciar reduções significativas nas cargas de arrasto e laterais às quais a edificação estaria sujeita sem as modificações propostas. As isolinhas de pressão determinadas mostraram que há uma grande diferença na distribuição de pressões, sendo as modificações nas arestas capazes de diminuir os coeficientes de pressão experimentados pela estrutura. E que o uso integrado de ferramentas experimentais e numéricas pode propiciar um maior conhecimento e confiabilidade nos resultados obtidos na investigação da resposta aerodinâmica de uma estrutura. Além disso, através da comparação entre resultados experimentais e numéricos, viu-se que ambos apresentaram resultados próximos, demonstrando assim, a evolução dos métodos numéricos em avaliações de problemas de interesse da Engenharia do Vento. / The present work aims to evaluate the aerodynamics behavior that certain types of corner modifications in a rectangular building produce by using wind tunnel and computational analysis by CFD. Regarding the wind tunnel tests, rigid models were built using several pressure taps on their facades in order to determine the average pressure isolines distribution and the aerodynamic coefficients of the reduced models. Computational simulations were made using the two-step Taylor-Galerkin method in its explicit form. The numerical models were discretized according to the Finite Element Method (FEM) using the reduced integration technique and hourglassing control. The turbulence was treated using the Large Eddy Simulation (LES) methodology, a synthetic turbulence simulator and the turbulent viscosity according to the dynamic approach. At the end, it was concluded that the corner modifications in a tall building, initially rectangular, are able to produce significant reductions in drag and lift loads to which the building would be subject without the proposed modifications. The determined pressure isolines showed there is a great difference in the pressure distribution, being the corner modifications able to reduce the pressure coefficients experienced by the structure. And that the integrated use of numerical and experimental tools can provide greater knowledge and reliability in the results obtained in the investigation of the aerodynamic response of a structure. In addition, through the comparison between experimental and numerical results, it was observed that both presented close results, thus demonstrating the evolution of numerical methods in evaluations of problems of Wind Engineering interest.

O presente trabalho busca através do uso de túnel de vento e de análises computacionais via CFD (Computacional Fluid Dynamics) avaliar o comportamento aerodinâmico que determinadas modificações nas arestas vivas de uma edificação retangular propiciam. No que tange a avaliação em túnel de vento, confeccionou-se modelos rígidos com diversas tomadas de pressão distribuídas nas fachadas dos modelos com o propósito de determinar a distribuição das isolinhas médias de pressão e os coeficientes aerodinâmicos. As simulações computacionais foram feitas a partir do uso do método de Taylor-Galerkin de 2 passos em sua forma explícita. Os modelos numéricos foram discretizados segundo o Método dos Elementos Finitos (MEF) utilizando a técnica de integração reduzida e controle de modos espúrios. A turbulência foi tratada utilizando o modelo de turbulência LES (Large Eddy Simulation), um simulador sintético de turbulência e a viscosidade turbulenta segundo a forma dinâmica. Ao final, concluiu-se que as modificações nas arestas vivas de um edifício alto, inicialmente retangular, são capazes de propiciar reduções significativas nas cargas de arrasto e laterais às quais a edificação estaria sujeita sem as modificações propostas. As isolinhas de pressão determinadas mostraram que há uma grande diferença na distribuição de pressões, sendo as modificações nas arestas capazes de diminuir os coeficientes de pressão experimentados pela estrutura. E que o uso integrado de ferramentas experimentais e numéricas pode propiciar um maior conhecimento e confiabilidade nos resultados obtidos na investigação da resposta aerodinâmica de uma estrutura. Além disso, através da comparação entre resultados experimentais e numéricos, viu-se que ambos apresentaram resultados próximos, demonstrando assim, a evolução dos métodos numéricos em avaliações de problemas de interesse da Engenharia do Vento. / The present work aims to evaluate the aerodynamics behavior that certain types of corner modifications in a rectangular building produce by using wind tunnel and computational analysis by CFD. Regarding the wind tunnel tests, rigid models were built using several pressure taps on their facades in order to determine the average pressure isolines distribution and the aerodynamic coefficients of the reduced models. Computational simulations were made using the two-step Taylor-Galerkin method in its explicit form. The numerical models were discretized according to the Finite Element Method (FEM) using the reduced integration technique and hourglassing control. The turbulence was treated using the Large Eddy Simulation (LES) methodology, a synthetic turbulence simulator and the turbulent viscosity according to the dynamic approach. At the end, it was concluded that the corner modifications in a tall building, initially rectangular, are able to produce significant reductions in drag and lift loads to which the building would be subject without the proposed modifications. The determined pressure isolines showed there is a great difference in the pressure distribution, being the corner modifications able to reduce the pressure coefficients experienced by the structure. And that the integrated use of numerical and experimental tools can provide greater knowledge and reliability in the results obtained in the investigation of the aerodynamic response of a structure. In addition, through the comparison between experimental and numerical results, it was observed that both presented close results, thus demonstrating the evolution of numerical methods in evaluations of problems of Wind Engineering interest.

Um desafio constante no projeto aerodinâmico de uma superfície é obter a forma geométrica que permite, baseado em uma determinada medida de mérito, o melhor desempenho possível. No contexto de projeto de aeronaves de transporte, o desempenho ótimo em cruzeiro é a principal meta do projetista. Nesse cenário, o uso da Dinâmica do Fluidos Computacional como não só uma ferramenta de análise mas também de síntese torna-se uma forma atrativa para melhorar o projeto de aeronaves que é uma atividade dispendiosa em termos de tempo e recursos financeiros. O método adotado para projeto aerodinâmico é baseado na teoria de controle ótimo. Essa abordagem para o problema de otimização aerodinâmica foi inicialmente proposta por Jameson (1997) e é chamada de método adjunto. Esse método apresenta uma grande diminuição de custo computacional se comparado com a abordagem de diferenças finitas para a otimização baseada em gradiente. Essa dissertação apresenta o método adjunto contínuo aplicado às equações de Euler. Tal método está inserido no contexto de um ciclo de projeto inverso aerodinâmico. Nesse ciclo, tanto o código computacional de solução das equações do escoamento quanto o código de solução das equações adjuntas foram desenvolvidos ao longo desse trabalho. Além disso, foi adotada uma metodologia de redução do gradiente da função de mérito em relação às variáveis de projeto. O algorítmo utilizado para a busca do mínimo da função de mérito é o steepest descent. Os binômios de Bernstein foram escolhidos para representar a geometria do aerofólio de acordo com a parametrização proposta por Kulfan e Bussoletti (2006). Apresenta-se um estudo dessa parametrização mostrando suas características relevantes para a otimização aerodinâmica. Os resultados apresentados estão divididos em dois grupos: validação do ciclo de projeto inverso e aplicações práticas. O primeiro grupo consiste em exercícios de projeto inverso nos quais são estabelecidas distribuições de pressão desejadas obtidas a partir de geometrias conhecidas, desta forma garante-se que tais distribuições são realizáveis. No segundo grupo, porém, as distribuições desejadas são propostas pelo projetista baseado em sua experiência e, portanto, não sendo garantida a realizabilidade dessas distribuições. Em ambos os grupos, incluem-se resultados nos regimes de escoamento transônico e subsônico incompressível. / A constant endeavor in aerodynamic design is to find the shape that yields optimum performance, according to some context-dependent measure of merit. In particular for transport aircrafts, an optimum cruise performance is usually the designers main goal. In this scenario the use of the Computational Fluid Dynamics (CFD) technique as not only an analysis tool but as a design tool becomes an attractive aid to the time and financial resource consuming activity that is aircraft design. The method adopted for aerodynamic design is based on optimal control theory. This approach to the design problem was first proposed by Jameson (1997) and it is called adjoint method. It shows a great computational cost advantage over the finite difference approach to gradient-based optimization. This dissertation presents an Euler adjoint method implemented in context of an inverse aerodynamic design loop. In this loop both the flow solver and the adjoint solver were developed during the course of this work and their formulation are presented. Further on, a gradient reduction methodology is used to obtain the gradient of the cost function with respect to the design variables. The method chosen to drive the cost function to its minimum is the steepest descent. Bernstein binomials were chosen to represent the airfoil geometry as proposed by Kulfan and Bussoletti (2006). A study of such geometric representation method is carried on showing its relevant properties for aerodynamic optimization. Results are presented in two groups: inverse design loop validation and practical application. The first group consists of inverse design exercises in which the target pressure distribution is from a known geometry, this way such distribution is guaranteed to be realizable. On the second group however, the target distribution is proposed based on the designers knowledge and its not necessarily realizable. In both groups the results include transonic and subsonic incompressible conditions.

Muitos componentes de máquinas, equipamentos e meios de transporte podem ser representados na forma de corpos rombudos cujos deslocamentos em meio fluido podem gerar ruído. Nesse contexto, a tese tem como proposta o estudo da previsão numérica do ruído gerado oriundo do escoamento em torno de corpos rombudos. Como exemplo representativo de um corpo rombudo, o som gerado do escoamento ao redor de um cilindro é estudado. O escoamento em torno de um cilindro é considerado com esteira tridimensional e turbulenta na condição do regime subcrítico, que é caracterizado pela separação da camada limite no regime laminar. O escoamento em torno de um cilindro é obtido através da simulação numérica não-estacionária considerando domínio computacional tridimensional. Para lidar com a turbulência e a tridimensionalidade, o escoamento é resolvido utilizando a metodologia de simulação de grandes escalas (LES). O domínio computacional é discretizado pelo método de volumes finitos. O ruído é calculado separadamente utilizando a analogia de Ffwocs Williams & Hawkings (FW-H), cuja equação de onda tem como termo fonte a solução do escoamento fornecida pela simulação numérica. Na analogia de FW-H, a flutuação de pressão acústica é obtida no campo afastado assumindo um meio quiescente entre a região das fontes sonoras (campo próximo) e o local considerado para o cálculo do ruído. Devido ao alto custo computacional da simulação tridimensional (3D), as simulações numéricas foram realizadas com comprimento de envergadura do cilindro limitado, possibilitando considerar parte dos efeitos tridimensionais da esteira. No cálculo final do ruído, os métodos de correção acústica de Kato et al. (1993) e Seo & Moon (2007) são empregados de forma a equiparar a geração sonora obtida com cilindro de menor comprimento de envergadura ao respectivo ruído obtido experimentalmente com cilindro de maior comprimento. Esta tese contribuiu com uma investigação numérica da metodologia de cálculo de ruído utilizando a analogia de Ffwocs Williams & Hawkings para um escoamento tridimensional em torno de um cilindro considerando número de Reynolds elevado de Re = 90.000 e Re = 22.000. Os resultados mostram que a metodologia é capaz de prever o som no campo afastado nos casos simulados, visto que os espectros sonoros obtidos concordam com os respectivos dados experimentais. Além disso, os métodos de correção acústica de Kato et al. (1993) e Seo & Moon (2007) mostraram ser adequados para o cálculo do ruído adicional, que considera um cilindro de comprimento maior, porém são dependentes da correta estimativa do comprimento de coerência do escoamento ao longo da envergadura do cilindro. Por fim, o espectro sonoro obtido no campo afastado é função do resultado fornecido pela simulação numérica do escoamento, principalmente quanto à coerência entre as flutuações de pressão ao longo do comprimento de envergadura do cilindro e à amplitude de flutuação de força na direção da sustentação exercida na parede do cilindro. / Many components of machines, equipments and means of transport can be represented as a bluff body whose motion through a fluid can generate noise. In this context, this thesis is focused on the study of numerical prediction of noise generated by the flow around bluff bodies. As an example of bluff body, the sound generated from flow around a circular cylinder is studied. The flow over a circular cylinder is investigated by considering the wake as tridimensional and turbulent in the subcritical regime, which is characterized by a laminar boundary layer separation. The flow over a circular cylinder is obtained by time-dependent numerical simulation considering three-dimensional computational domain. In order to cope with turbulence and three-dimensionality, the flow is solved using the Large Eddy Simulation (LES) methodology. The computational domain is discretized by the finite volume method. The noise is calculated separately using the Ffwocs Williams & Hawkings (FW-H) analogy, whose wave equation has as a source term the flow solution provided by the numerical simulation. With regard to the FW-H analogy, the acoustic pressure fluctuation is obtained in the far-field by assuming a quiescent medium between the sound sources region (near-field) and the location considered for acoustic computation. Due to the high computational cost of three-dimensional (3D) simulation, the numerical simulations were conducted with a cylinder span length limited in size, which allows taking into account part of the wake three-dimensionality. Regarding the final acoustic computation, the acoustic correction methods of Kato et al. (1993) and Seo & Moon (2007) are used in order to match the sound obtained by the short cylinder span to the correspondent sound obtained experimentally for a long cylinder span. This thesis contributed to investigate numerically the computational method of applying the Ffwocs Williams & Hawkings analogy for solving the noise generated from a threedimensional flow over a circular cylinder with high Reynolds number, particularly, at Re = 90,000 and Re = 22,000. The results show that this computational method is able to predict the far-field sound for the simulated cases, since the noise spectra obtained are found to be in agreement with the corresponding experimental data. In addition, the acoustic correction method of Kato et al. (1993) and Seo & Moon (2007) provided good predictions with regard to the adding noise computation, however, its results are dependent on accurate estimation of the spanwise coherence length of the flow. Finally, the sound spectrum obtained in the far-field is tied to the flow behavior provided by the numerical simulation, especially regarding the coherence between the pressure fluctuations over the spanwise length of the cylinder and the lift force fluctuation amplitude exerted on the cylinder wall.

Orientador: Prof. Dr. Rovilson Mafalda / Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do ABC, Programa de Pós-Graduação em Engenharia e Gestão da Inovação, 2017. / Presente em vários países, a competição Baja SAE se consolidou como uma importante oportunidade dos estudantes de engenharia de colocar em prática os conhecimentos adquiridos em sala de aula e desenvolver novas habilidades. Apesar disso, após vinte e três edições no Brasil, o cenário atual da competição é de utilização quase exclusiva de soluções de projeto consagradas, grande semelhança entre os veículos, acirramento da disputa e carência de soluções inovadoras. Neste trabalho propõe-se uma abordagem focada na aerodinâmica como uma forma de se buscar uma vantagem competitiva no atual cenário da competição, através da elaboração e disponibilização de um pacote composto de carenagens aerodinâmicas aplicáveis em um veículo tipo Baja SAE típico. Adicionalmente, o impacto da adoção destas peças na velocidade máxima do veículo é avaliado através de análise de dinâmica dos fluidos computacional (do inglês CFD ¿ Computational Fluid Dynamics). De acordo com as estimativas realizadas neste trabalho, a adoção de um pacote aerodinâmico como o proposto seria capaz de reduzir o arrasto aerodinâmico do veículo em 20,45% e aumentar a sua velocidade máxima em 7,92%. / Present in several countries, the Baja SAE competition has consolidated itself as an important opportunity for engineering students to put into practice the knowledge acquired in the classroom and to develop new skills. Despite this, after twenty-three editions in Brazil, the current scenario of the competition is the consolidation of consecrated solutions, great similarity between vehicles, escalation of the dispute and lack of innovative solutions. This work proposes an approach focused on aerodynamics as a way to seek a competitive advantage in the current scenario, through the elaboration and provision of a package composed of aerodynamic fairings possible to be applied in a typical Baja SAE prototype. Additionally, the impact of the adoption of these parts on the top speed of the vehicle is evaluated through Computational Fluid Dynamics (CFD) analysis. According to the estimates made in this work, the adoption of an aerodynamic package like the one proposed would be able to reduce the aerodynamic drag of the vehicle by 20.45% and increase its maximum speed by 7.92%.

A crescente preocupação com a qualidade de vida nos centros urbanos aliada ao aumento da densidade demográfica nas regiões próximas de aeroportos tem chamado a atenção das autoridades de aviação civil para a poluição sonora provocada por aeronaves. Nesse contexto, os limites de ruído externo para homologação de aeronaves tornaram-se muito restritivos nos últimos anos, com o claro objetivo de confinar o ruído no interior dos aeroportos. Com a evolução tecnológica dos motores aeronáuticos, diminuir o ruído aerodinâmico gerado por trens de pouso e hipersustentadores tornou-se uma competência fundamental para manter a competitividade da aeronave no requisito ruído. Esse trabalho estuda o mecanismo de geração de ruído aerodinâmico pelo \"slat\" através de simulações numéricas nas seguintes condições de túnel de vento: número de Mach 0,1, número de Reynolds \'Aproximadamente\' 10\'POT.6\' e ângulos de ataque 4°, 6° e 8°. As estimativas de ruído foram comparadas com medições experimentais baseadas da técnica de beamforming, tendo sido observada diferença máxima de 2:5 dB no nível global de ruído. A variação de ruído com o ângulo de ataque foi superestimada em 0:8 dB pelas simulações. O recolamento da camada cisalhante foi identificado através dos contornos de flutuação de pressão na superfície do \"slat\" como a principal fonte de ruído do \"slat\". Para explicar a diminuição do ruído com o aumento do ângulo de ataque foi proposto que as flutuações na camada cisalhante seriam intensificadas através de realimentação de energia dos vórtices capturados pela zona de recirculação na cova. A existência desse mecanismo foi testada comparando os perfis de vorticidade na cúspide e bordo de fuga do \"slat\" e espectros ao longo da trajetória da camada cisalhante para os ângulos de ataque 4° e 8°. Embora o perfil inicial da camada cisalhante seja o mesmo nas duas condições, a esteira no bordo de fuga indica que maior parcela dos vórtices é capturada na condição 4°. Como consequência, as flutuações da camada cisalhante nas proximidades do recolamento são maiores nessa condição, consistente com os maiores níveis de ruído. / The growing concern about the life quality in urban centers coupled with increasing population density in near airports areas has drawn the attention of civil aviation authorities for aircraft noise pollution. In this context, external noise limits for approval of aircraft have become very restrictive in recent years, with the clear objective to confine aircraft noise inside airports. With the technological evolution of aircraft engines, reducing noise generated by aerodynamic landing gear and highlift devices have become a core competency to keep the aircraft competitive regarding noise requirements. This work studies the generation mechanism of aerodynamic noise by slats through numerical simulations in the following wind tunnel conditions: Mach number 0.1, Reynolds number \'Approximately\' 10\'POT.6\' and angles of attack 4°, 6° and 8°. The noise estimates were compared with experimental measurements based on beamforming technique, and it was observed the maximum difference of 2:5 dB in the overall noise level. The noise variation with angle of attack was over-estimated at 0.8 dB by the simulations. The reattachment of the shear layer was identified by the contours of pressure fluctuation on the surface of the slat as the key noise generation mechanism. To explain the noise reduction when the angle of attack is increased it has been proposed that fluctuations in the shear layer would be enhanced through feedback of energy captured by the vortex recirculation zone in the slat cove. The existence of this mechanism was tested by comparing the vorticity profiles at both the cusp and trailing edge, as well as velocity fluctuation spectra along the trajectory of the shear layer for angles of attack 4° and 8 degree. Although the initial profile of the shear layer is the same in both conditions, the wake at the trailing edge indicates that a higher percentage of the vortices is trapped in the recirculation for the condition 4°. Consequently, fluctuations in the shear layer near the reattachment are greater in this condition, which is consistent with the higher noise levels.

O trabalho aqui apresentado visa estudar diferentes tipos de piso localizados na seção de testes de um túnel de vento e verificar a influência que ocorre em ensaios de automóveis analisando o escoamento entre o veículo e o solo, assim como avaliar alterações no coeficiente de arrasto, utilizando simulações numéricas computacionais. O coeficiente de arrasto de um veículo é uma propriedade aerodinâmica importante e, quanto menor for esse valor, melhor será seu rendimento, além de melhorar o consumo de combustível, item relevante hoje no projeto de novos automóveis. Partindo de um ensaio experimental de uma pequena caminhonete em túnel de vento com piso fixo, um modelo virtual igual é construído e analisado por CFD, nas mesmas condições de teste do ensaio real. A diferença de resultado entre o coeficiente de arrasto medido em túnel de vento e o cálculo por simulação é de 0,25%, mostrando que o método de simulação possui grande confiabilidade. Posteriormente, outras duas simulações considerando dois outros tipos de solo: plataforma elevada e esteira rolante são analisadas e apresentaram diferenças de decréscimo valor de arrasto de 0,002 e 0,012 respectivamente, em relação a simulação com piso fixo, mostrando a influência de alterar o tipo do solo na seção de testes do túnel de vento. O comportamento do escoamento de ar é visualizado através de imagens do campo de velocidades e de pressões, sendo caracterizadas a camada limite e regiões de estagnação. Complementarmente, são realizados dois estudos: o primeiro considerou apenas uma roda isolada em condição de piso fixo e com esteira rolante, na mesma seção de testes do túnel de vento, visando medir a influência de mudar tipos de solo, sem utilizar um veículo completo, economizando em processamento e preparação de modelo. O segundo estudo considerou 3 diferentes tamanhos de malha sendo eles 5, 10 e 20 mm e medir a influência disso no resultado do coeficiente de arrasto obtido. / The work here presented aims to study different types of ground configurations, located at the test section of a wind tunnel and check their influence on the drag coefficient of one car, using only computer simulations. The drag coefficient of a vehicle is one of the most important aerodynamic proprieties, and as low as this drag value can be, the car performance will increase and the fuel consumption will decrease, item which has been persued in new vehicles. Starting from one real wind tunnel test of a small pick-up, with static test section ground, a virtual model was built and tested using CFD, following the same configuration of the real test. The difference between test and simulation results was 0.25%, showing that the methodology here used is reliable. After that, two other types of ground were simulated: elevated plate and moving belt and the results show that drag value decreased 0.002 and 0.012 respectively, compared to the value obtained with static ground simulation. The flow behavior is demonstrated with colored images of the velocity and the pressure fields. As a complement for this work, two other cases were studied: the first one analyzed one isolated wheel in two different types of ground: static and moving belt, at the same wind tunnel test section, aiming to measure the influence of these types of ground, without the need of using a complete car, saving computational and modeling time. The second study shows the influence of mesh size, considering three cases: 5, 10 and 20 mm, in order to evaluate the influences of it on drag coefficient results provided by CFD.

Recently, the wavy leading edge airfoils, inspired by the humpback whale´s flipper, have been investigated, as flow control mechanisms, at low Reynolds numbers in order to improve aerodynamic performance in this particular flow regime. The overall aim of this work is to investigate the airfoil geometric effects on wavy leading edge phenomena in the low Reynolds number regime. Experimental investigations were carried out correlating force measurements with mini-tuft and oil visualizations in order to understand the airfoil thickness effects on wavy leading edge phenomena. Three sets of airfoil thickness were tested (NACA 0012, NACA 0020 and NACA 0030), each set consisting of smooth plus three wavy configurations (A=0.11c, ?=0.40c; A=0.03c, ?=0.40c and A=0.03c, ?=0.11c); Reynolds number was varied between 50,000 and 290,000. The results present many findings that were not possible in previous studies due the fact that these investigations were constrained to specific geometries and/or flow conditions. At higher Reynolds number, the decrease in airfoil thickness leads the airfoils to leading edge stall characteristics causing the lowest aerodynamic deterioration for the thinnest wavy airfoil as compared to smooth configuration in the pre-stall regime. In addition, the results show impressive tubercle performance in the lowest Reynolds number. For any tubercle geometry and airfoil thickness, the wavy leading edge airfoils present higher maximum lift values as compared to smooth configurations showing an unprecedented increase in performance for a full-span model tested in the literature. The flow visualizations present two flow mechanisms triggered by secondary flow: three-dimensional laminar separation bubbles and vortical structures. Regarding three-dimensional laminar bubbles, the results confirm some of the few previous experimental and numerical studies, and presents for the first time these structures as a very efficient flow control mechanism in the post-stall regime justifying the impressive increase in maximum lift in the lowest Reynolds number. Besides that, two characteristics of laminar bubbles, \"tipped-bubbles\" and \"elongated-bubbles\", are identified with different effects in the pre-stall regime. This thesis presents higher tubercle performance for thinner airfoils (NACA 0012) and/or lower Reynolds number conditions (Re=50,000) showing clearly that an optimum performance lead the \"tubercles\" to operate under conditions of leading edge flow separation conditions. Therefore, a design space for tubercles conducted to leading edge stall characteristics confirming the hypothesis of Stanway (2008) eight years before. / Recentemente, aerofólios com bordo de ataque ondulados, inspirados na nadadeira da baleia jubarte, tem sido investigados como mecanismo de controle de escoamento para baixo número de Reynolds com a finalidade de se aumentar o desempenho aerodinâmico neste específico regime de escoamento. O objetivo geral deste trabalho é investigar os efeitos geométricos do aerofólio nos fenômenos do bordo de ataque ondulado na condição de baixo número de Reynolds. Investigações experimentais foram realizadas correlacionando medições de forças com visualizações de lã e óleo a fim de compreender os efeitos da espessura do aerofólio sobre os fenômenos de bordo de ataque ondulado. Três conjuntos de espessura de aerofólios foram testados (NACA 0012, NACA 0020 e NACA 0030) na faixa de número de Reynolds entre 50,000 e 290,000, onde cada conjunto tem um aerofólio liso e três ondulados (A = 0.11c, ? = 0.40c; A = 0.03c, ? = 0.40c e A = 0.03c, 0.11c ? =0.11c). O dados experimentais mostram importantes resultados que não foram possíveis em estudos anteriores devido às investigações serem restritas à geometria ou/e condição de escoamento específicas. O resultados de medida de força mostram que a diminuição da espessura do aerofólio conduz às características de separação de escoamento de bordo de ataque que causam menor deterioração aerodinâmica nos aerofólios ondulados finos quando comparados aos lisos no regime de pré-stall. Além disso, os resultados mostram um desempenho destacado do bordo de ataque ondulado para condição de menor número de Reynolds. Em quaisquer espessuras de aerofólio, os bordos ondulados apresentam valores de sustentação máxima maiores quando comparado aos aerofólios lisos mostrando assim resultado inédito na literatura para modelos ondulados bi-dimensionais. As visualizações de óleo evidenciaram dois mecanismos de controle de escoamento desencadeadas pelo escoamento secundário: bolhas de separação laminar tridimensionais e estruturas vorticais. Os resultados confirmam alguns poucos estudos experimentais e numéricos anteriores relacionadas com bolhas tridimensionais, e apresenta pela primeira vez estas estruturas como um mecanismo muito eficiente de controle de escoamento em regime de pós-stall justificando o aumento de máxima sustentação para o menor número de Reynolds. Adicionalmente, foram identificadas duas estruturas de bolhas tridimensionais nomeados aqui como \"bolhas com pontas\" e \"bolhas alongadas\" que causam distintos efeitos no regime de pré-stall. Esta tese apresenta como resultado maior desempenho para aerofólios ondulados com menor espessura (NACA 0012) e/ou para condições de menor número de Reynolds (Re=50,000)mostrando claramente que estas características levam as ondulações a operarem em condições de stall de bordo de ataque assim tendo um desempenho superior. Portanto, um espaço de projeto para tubérculos conduz às características de stall de bordo de ataque confirmando a suposição de Stanway (2008) oitos anos antes.

O presente trabalho tem por objetivo o estudo da otimização multiobjetivo aplicada ao projeto de perfis aerodinâmicos em regime transônico, analisando comparativamente diferentes formas de definir as funções objetivo. A otimização é efetuada pelo algoritmo genético NSGA-II. Os resultados são avaliados utilizando métricas de diversidade da população e otimalidade das soluções, das quais duas são propostas. As funções objetivo são constituidas de diferentes parametrizações da geometria e diferentes técnicas de simulação numérica. A parametrização da geometria é feita utilizando a paramentrização Parsec ou a parametrização baseada em pontos de controle. A discretização do domínio espacial é feita utilizando malha estruturada conformada ao perfil e suavização por EDP elíptica. As duas técnicas de volumes finitos com diferentes modelos para o cálculo do fluxo na face do volume implementadas foram o método de Jameson (esquema centrado) e o método de Roe (esquema upwind). As comparações feitas são as seguintes: utilização de modelo viscoso e invíscido, com o uso do código Mses com a parametrização por ponto de controle; a utilização da parametrização por ponto de controle e parametrização Parsec usando o método de Jameson; e a comparação entre o método centrado e o upwind, utilizando a parametrização Parsec. Conclui-se dos resultados obtidos que a utilização da parametrização por pontos de controle é melhor. Entretanto, ainda é necessária a utilização de uma parametrização que garanta maior suavidade ou a imposição de restrições sobre a suavidade da solução. A utilização do modelo viscoso torna os resultados da otimização melhores do ponto de vista da otimalidade. Na utilização de modelos de correção viscosa, como no caso do Mses, é necessária a utilização de métodos invíscidos que forneçam resultados com maior representatividade física / The objective of present study is analyze the multi-objective optimization applied to transonic airfoils project comparing different ways to define the objective functions. The optimization is evaluated by the genetic algorithm NSGA-II. The results is analyzed using metrics of diversity and optimality for multi-objective problems, which two are proposed. The objective functions are defined by different parametrizations of geometry and different techniques of numerical simulation. The geometry parametrization was made by two distinct forms: using Parsec parametrization; and the control points based parametrization. The space domain discretization was made using structured body-fitted mesh with elliptical PDE smooth. A finite volume code with two different techniques for calculations of flux interface had been implemented: the Jamesons method (centered); and the Roes method ( it upwind). For viscous model usage analysis was used the Mses code that has implemented a finite volumes technique with viscous model correction. The following comparisons has been made: viscous and inviscid model using the Mses code with the control points parametrization; the control points and Parsec parametrizations using the Jamesons method; and the comparison among the centered method and upwind using the parametrization Parsec. From the results, it is concluded that the used of control points parametrization is interesting. Although, is still needed the used of a parametrization that guarantees a better smoothness or the imposes of a geometrical or property distribution restriction. The uses of viscous model gives better optimizations results in optimality requirement. It is needed the uses of inviscid method that forces better physical representation when using viscous correction model

Orientador: Kamal Abdel Radi Ismail / Tese (doutorado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia Mecânica / Made available in DSpace on 2018-08-19T02:00:06Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Rosolen_CeliaVandaAlvesdeGodoy_D.pdf: 6132404 bytes, checksum: 6af57a0cb75e4c1476dd73ce697ed5a5 (MD5) Previous issue date: 2011 / Resumo: O presente trabalho tem como objetivos principais a elaboração de uma metodologia de cálculo de perfis e de cascatas em escoamento potencial baseado na distribuição de vórtices na superfície, o desenvolvimento de um código computacional próprio e a convalidação dos resultados obtidos. A metodologia baseia-se nos trabalhos de Martensen (1959), de Murugesan e Railly (1969) e de Lewis (1991). O comportamento aerodinâmico e os parâmetros característicos de um perfil isolado são totalmente conhecidos e existem várias técnicas analíticas e numéricas para avaliar e determinar o comportamento desses perfis. Essas técnicas analíticas podem ser estendidas para tratar os perfis experimentais como os perfis NACA com bons resultados. Neste trabalho o cálculo de perfis isolados compreende o uso do método de vórtices na superfície numa aproximação inversa. Inicialmente uma distribuição de velocidade é especificada a partir do ponto de estagnação do bordo de ataque. A distribuição de velocidade calculada sobre a superfície de um perfil inicial arbitrário é comparada com aquela requerida. A diferença entre elas é utilizada como sendo o valor de uma distribuição de vórtices que é imposta sobre o contorno. Devido ao campo desta distribuição de vórtices adicional, aparece uma distribuição de velocidades normais à superfície o que viola o conceito de linha de corrente. O contorno volta a ser uma linha de corrente quando sua inclinação local é ajustada de acordo com a razão entre os valores das velocidades normal e requerida. O perfil obtido é submetido a uma nova análise direta e a distribuição de velocidade obtida é comparada com a distribuição requerida. Os cálculos são repetidos até alcançar a convergência. O algoritmo numérico resultante foi aplicado a dois tipos de perfis, analítico (Joukowski) e experimental (NACA), para os casos de aerofólios simétrico e assimétrico. Os perfis NACA utilizados são NACA 65-010 e NACA 65-1210. Em todos os casos os perfis foram gerados usando a metodologia de distribuição de vórtices e os resultados foram comparados com os respectivos perfis originais, mostrando boa concordância. Tendo verificado que a técnica proposta e o código elaborado são válidos e produzem bons resultados, eles são aplicados à análise de cascatas de aerofólios NACA 65-1210 e de uma cascata de aerofólios de Gostelow / Abstract: This work presents a method to calculate airfoils and cascades in potential flow based upon the distribution of vortices on the profile surface, develop a computational code and validate the predictions with available well accepted results. The technique is based upon Martensen (1959), Murugesan and Railly (1969) and Lewis (1991). Cascades are usually specified according to the application and they can be stationary or moving. The aerodynamic behavior and the aerodynamic characteristics of isolated foil are known and many techniques to calculate these foils are available. These analytic techniques can be extended to handle nicely experimental foils such as the NACA's. In the present work, the method of distributing the vortices over the surface of the foil is used in the reverse sense. Initially a velocity profile is specified starting from the leading edge stagnation point. It is calculated the velocity distribution over the surface of an initial arbitrary foil and it is compared with that required. The difference between them is used as an additional distribution of vortices imposed over the surface. A distribution results in a velocity component normal to the surface and this violates the concept of the stream line. The contour turns to be a streamline when its local inclination is adopted according to the ratio of the normal velocity and the required velocity. The resultant foil is reanalyzed and the velocity distribution obtained is compared with the required distribution. The calculations are repeated until convergence is achieved. The numerical code was applied to two types of foils, analytical (Joukowski) and experimental (NACA) for the cases of symmetrical and asymmetrical foils. NACA foils used are the NACA 65-010 and NACA 65-1210. In all the cases the foils were generated using the vortex distribution technique and the resulting profiles were compared with the original profiles indicating a good agreement. These comparisons validate the proposed technique and the developed code. They were applied to analyse cascades of NACA 65-1210 foils and a cascade of the Gostelow foils / Doutorado / Termica e Fluidos / Doutor em Engenharia Mecânica