O estudo de métodos de modelagem de escoamentos aerodinâmicos em regime transônico é de grande importância para a engenharia aeronáutica. O maior desafio no tratamento desses escoamentos está na sua característica não linear devido aos efeitos de compressibilidade e formação de ondas de choque. Tais efeitos não lineares influenciam no desempenho de superfícies aerodinâmicas em geral, bem como são responsáveis pelo aparecimento de fenômenos danosos para a resposta aeroelástica de aeronaves. O equacionamento para esses tipos de escoamentos pode ser obtido via as equações básicas da mecânica dos fluidos. No entanto, apenas soluções numéricas de tais equações são possíveis de ser obtidas de forma prática no presente momento. Para o caso específico do tratamento de problemas transônicos, as equações de Euler formam um conjunto de equações diferenciais a derivadas parciais capazes de capturar os efeitos não lineares de escoamentos compressíveis, porém os efeitos da viscosidade não são levados em consideração. O objetivo desse trabalho é implementar uma rotina computacional capaz de resolver numericamente escoamentos em regime transônico em torno de aerofólios. Para isso as equações de Euler não lineares são utilizadas e o campo de fluido ao redor de um perfil aerodinâmico é discretizado pelo método das diferenças finitas. Uma malha estruturada do tipo C discretizando o fluido ao redor de um aerofólio NACA0012 é considerada. A metodologia para solução numérica é baseada no método explícito de MacCormack de segunda ordem de precisão no tempo e espaço. Baseados na aproximação upwind, termos de dissipação artificial com coeficientes não lineares também são adicionados ao método. A solução do escoamento transônico estacionário ao redor do aerofólio NACA0012 é obtida e as principais propriedades do escoamento são apresentadas. Observa-se a formação de ondas de choque através de contornos de número de Mach ao redor do aerofólio. Gráficos das distribuições de pressão no intra e extradorso do aerofólio são mostrados, onde se identificam aos efeitos da brusca variação de pressão devido as ondas de choque. Os resultados são validados com valores de distribuição de pressão para o mesmo aerofólio encontradas na literatura técnica. Os resultados obtidos combinam bem com os fornecidos em códigos computacionais para solução do mesmo problema aerodinâmico / The study of aerodynamic modeling methods for the transonic flow regime is of great importance in aeronautical engineering. Major challenge on the treatment of those flows is on their nonlinear features due to compressibility effects and shock waves (appearance). Such nonlinear effects present a strong influence on aerodynamic performance, as well as they are responsible for harmful aeroelastic response phenomena in aircraft. Equations for transonic flows can be obtained from the basic fluid mechanic equations. However, only numerical methods are able to attain practical solutions for those set of differential equations at the present moment. For the specific case of treating transonic flow problems, the nonlinear Euler equations provide a set of partial differential equations with features to capture nonlinear effects of typical compressible flows, despite of not accounting for viscous flows effects. The aim of this work is to implement a computational routine for the numerical solution of transonic flows around airfoils. The Euler equations are used and the flow field around a aerodynamic profile is discretized by finite difference method. A C-type structured mesh is used to discretize the flow around a NACA0012 airfoil. The methodology for numerical solution is based on the explicit MacCormack method which has second order accuracy in time and space. Based on the upwind approximation, artificial dissipation with nonlinear coefficients is incorporated to the method. The steady transonic flow around the NACA0012 airfoil numerical solution is assessed and the main flow properties are presented. Shock wave structure can also be observed by means of the Mach number contours around the airfoil. Pressure distributions on upper and lower surfaces for different flow conditions are also shown, thereby allowing the observation of the effects of the abrupt pressure change due to shock waves. The results are validated using data presented in the technical literature. The present code solutions agree well with the solution obtained in other computational codes used for the same problem

A crescente preocupação ambiental e a necessidade de se criar produtos mais eficientes têm impulsionado os pesquisadores a realizarem estudos acerca da aerodinâmica veicular. Estes dois fatores constituem os principais motivos, pelos quais existe uma grande procura por conhecimento nesta área. Esta ciência pode ser considerada relativamente nova e ainda carece de uma base de dados. Entender como a aerodinâmica se relaciona com o consumo de combustível nos automóveis, à medida que o arrasto impõe resistência ao deslocamento dos mesmos, é algo que tem estimulado as indústrias automotivas a investirem grandes esforços na obtenção de ferramentas, que possam representar as condições de tráfego normais e, assim conseguir prever o desempenho do produto em desenvolvimento. Os túneis de vento e a simulação computacional surgem neste ambiente como as principais ferramentas de análise e predição do escoamento ao redor do veículo. Por isso seu entendimento faz-se de extrema necessidade. Ter conhecimento sobre a concepção do seu projeto, como funcionam, seus pontos fortes e suas fraquezas, são requisitos necessários para a pessoa que deseja estudar esta ciência. O presente trabalho traz uma contextualização histórica da aerodinâmica veicular nas indústrias automotiva e automobilística, além de apresentar aspectos técnicos relacionados aos túneis de vento e simulação computacional. Abordando as vantagens e desvantagens de cada ferramenta, expõe-se o fato de que estas ferramentas são complementares no estudo aerodinâmico. Para exemplificar a utilização dessas ferramentas, foi realizado um estudo aerodinâmico sobre uma geometria básica, que representa com similaridade os veículos tipo hatchback, denominada Modelo SAE em ambiente computacional. Os conceitos acerca do arrasto veicular e estabilidade veicular foram expostos para embasar este estudo. Este modelo foi submetido a diferentes geometrias traseiras e condições de escoamento simétricas e assimétricas. Este estudo demonstrou que o arrasto e a estabilidade veicular compreendem conceitos distintos e, dessa forma, é possível diminuir o arrasto de um veículo sem haver perda de estabilidade. / The growing environmental concern and the necessity to create more efficient products have motivated researchers to conduct studies about the aerodynamic vehicle. These two aspects are the main reasons which are promoting a great demand for knowledge in this theme. This science may be considered relatively new and still lacks more databases. Understand how aerodynamics is related to automobiles fuel consumption such as drag resistance imposed to their displacement, is something that has made the automotive industries invest considerable effort in obtaining tools which may represent the normal traffic conditions and thus, able to predict the performance of the product in development stage. The wind tunnels and computer simulations appear in this environment as the main tools for analysis and prediction of the flow around vehicle. The understanding about them is so of utmost necessity. Knowing how it was designed, how they work, their strengths and weaknesses are essential requirements for the person who wants to study this science. This material presents a historical development of vehicle aerodynamics in automotive and motor-racing industries, indeed technical aspects related to wind tunnels and computational fluid dynamics. Exposing the advantages and disadvantages of both tools, it is evidenced these tools complement each other during an aerodynamic study. To exemplify these tools utility an aerodynamic research was conducted using a basic form geometry known as SAE Model that represents with similarity the hatchback vehicles in the market. Drag and vehicle stability concepts were exposed to build a solid basis for this study. This model was submitted to different rear geometries, symmetric and asymmetric flow conditions. It could be demonstrated that drag and vehicle stability have distinct concepts and therefore it is possible diminish the first without damaging the later.

Uma base elástica para ensaios seccionais de pontes foi projetada a partir de mancais aerostáticos. Um sistema de dois graus de liberdade foi construído, de forma a possibilitar estudos de flutter, de galloping e de vibrações induzidas por vórtices em túneis de vento. A base mostrou-se bastante versátil, permitindo diversas configurações além da inicialmente prevista, o que possibilita a realização de estudos envolvendo diferentes fenômenos aeroelásticos nos mais variados modelos. Foram realizados ensaios para a caracterização de galloping em um prisma de seção quadrada e de flutter em um fólio NACA 0020. Os resultados de galloping obtidos, considerando o escoamento incidente perpendicular a uma das faces do prisma, foram condizentes com os encontrados na literatura. Por outro lado, as derivadas de flutter obtidas nos ensaios com o fólio não foram aquelas esperadas. Ensaios complementares deverão ser realizados no futuro com o objetivo de determinar as fontes das discrepâncias observadas. / A new elastic suspension system using air bearings for heaving and pitching motions was designed to test section models of suspended bridges in wind tunnels. The two-degrees-of-freedom system and its versatility makes possible the study of many aeroelastic phenomena, such as galloping, vortex-induced vibrations, buffeting and flutter. Moreover, as a modular system is proposed, degrees of freedom can be easily removed or added as desired. Therefore, it can be used to study not only bridge aeroelasticity, but also fluid-structure interaction of other geometries. In order to verify the suspension system, galloping tests, using a square cylinder, and flutter tests, using a foil NACA 0020, were done at IPT\'s wind tunnel facility. The galloping response obtained for the square cylinder was consistent with the literature. On the other hand, the flutter derivatives obtained for the foil differ from those expected. Therefore, other investigations must be done in the future in order to identify the sources of the discrepancies observed.

A presente tese se refere ao estudo do efeito de uma rugosidade tri-dimensional sobre a evolução de ondas Tollmien-Schlichting (T-S) em uma camada limite do tipo Blasius. Os experimentos foram realizados em condições controladas sobre um aerofólio cujo perfil permitiu a obtenção de uma extensa região de escoamento sem gradiente de pressão. As ondas T-S foram excitadas artificialmente utilizando-se uma fonte pneumática localizada a montante da rugosidade. A interação entre a onda T-S gerada e a rugosidade ocorreu a alguns comprimentos de onda a jusante da fonte. Foi utilizado nos experimentos uma rugosidade com altura oscilatória. A freqüência de oscilação da rugosidade foi aproximadamente 1500 vezes menor do que a freqüência das ondas T-S excitadas. Sendo assim, assumiu-se a rugosidade como sendo estacionária em relação as ondas geradas. A medição do comportamento das ondas de instabilidade bem como o campo de velocidade média do escoamento foram feitas utilizando-se a técnica de anemometria a fio quente. Os resultados obtidos mostram uma amplificação de perturbações em uma pequena faixa de números de onda transversal. Comparações entre os resultados experimentais e os obtidos a partir da teoria de instabilidade secundária da camada limite são apresentadas no trabalho. Essas comparações sugerem que nos experimentos ocorreu a amplificação das perturbações devido a instabilidade secundária do tipo K, ou fundamental. / The current thesis is devoted to a study of the effect of a shallow 3-D roughness element on the evolution of a 2-D Tollmien-Schlichting wave in a Blasius boundary layer. The experiments were carried out under controlled disturbance conditions on an airfoil section which could provide a long run with zero pressure gradient flow. A pneumatically driven slit source was used to introduce the T-S wave upstream of the lower branch of the neutral stability curve. A few wavelengths downstream, the T-S wave interacted with a cylindrical roughness element. The height of the roughness was slowly oscillating in time, which allowed a continuous measurement of the T-S wave response downstream of the roughness. The oscillation frequency was approximately 1500 times lower than the frequency of the Tollmien-Schlichting wave and therefore, behaved as a steady roughness with respect to the T-S wave. Hot wire anemometry was used to measure wall normal profiles of longitudinal velocity and spanwise scans close to the maximum of the eigenfunction of the T-S wave. The oscillation of the roughness and the synchronization of all equipments permitted the use of ensemble average techniques. The experimental results were compared with the boundary layer secondary instability theory. The analysis of the compared results suggests that the disturbances were amplified by a resonance mechanism known as K-type or fundamental.

De maneira geral, o mercado náutico brasileiro ainda é muito restrito, principalmente o de pequenas embarcações. Nos últimos anos, porém, devido a uma maior exposição na mídia dos bons resultados internacionais de velejadores e exploradores brasileiros, a vela tem se popularizado. Esta dissertação descreve o projeto de um veleiro de pequeno porte para esporte/lazer fabricado em polietileno linear de média densidade (PEMD) pelo método da rotomoldagem. Este método tem se difundido rapidamente no exterior para a fabricação de equipamentos náuticos de pequeno porte, como veleiros e caiaques, proporcionando redução de custos e vantagens ambientais relacionadas ao processo de construção. A embarcação projetada é voltada para uma tripulação de duas pessoas adultas (ou um adulto e duas crianças) e foi dimensionada para um fácil transporte, possibilitando carregá-la sobre o bagageiro de um automóvel. O foco deste trabalho está no projeto naval. Desta forma, foram percorridas todas as etapas pertinentes de um projeto de veleiro, desde o projeto do casco, passando pelo projeto do plano vélico, projeto dos apêndices (bolina e leme), análise estrutural do casco em elementos finitos e verificação de desempenho comparativo com um veleiro bem conhecido no ramo da vela. Destaca-se o projeto do plano vélico, no qual, de forma otimizada, se obteve um conjunto de velas (mestra e buja) de bom desempenho, sem, contudo, comprometer a estabilidade do veleiro. Uma análise econômica preliminar indicou a possibilidade de se fabricar o veleiro rotomoldado com custo reduzido, abaixo do preço de mercado de veleiros do mesmo porte disponíveis no mercado nacional. Complementarmente, verificou-se também a possibilidade de se utilizar material reciclado na construção da embarcação, o que, além de ser uma alternativa para diminuir custos, proporciona benefícios ambientais ao minimizar sobras de produção. / In a general way, the Brazilian nautical market is still very restricted, specially the one of small dinghies. In the last years, however, mainly due to a greater exposure on the media based on good international results of Brazilian sailors and explorers, sailing has being popularized. This Msc. Thesis describes the design of a small sail dinghy, for sport or leisure use, made with medium density linear polyethylene using the method of rotomolding. This method has been spreading rapidly worldwide as a process of fabrication of small nautical crafts like sailboats and kayaks, since it results in cost reductions and environmental gains related to the construction process. The designed sailboat is directed for a crew of two adults (or an adult and two children), and was dimensioned for an easy transport, even on the top of a car. This work is focused on the development of the naval design. Therefore, it goes through all the design steps of a sailboat, starting with the design of the hull, and then going through the design of the sails, appendices (rudder and dagger board), hull structural analysis by Finite Elements Method (FEM) and verification of performance of the sailboat in comparison with a well known sailing dinghy. It should be highlighted, also, the sails designing process, which, in an optimized way, generated a set of sails (main and jib) of good performance, without, however, jeopardizing the stability of the sailboat. Through a preliminary economical analysis, it was verified that it is possible to produce a rotomolded sailboat with reduced cost, even below the market prices of national sailboats of this size. As a complement, the possibility of employing recycled material in the construction of the boat has been studied. Besides being an alternative to diminish costs, it can bring environmental benefits, as it minimizes production scraps.

Esse trabalho descreve uma investigação prática e teórica de características aerodinâmicas de um modelo referente a um avião bimotor leve \"Piper PA-34 SENECA III\" construído em escala 1:6,5. Basicamente, duas configurações fazem parte da avaliação: \"asa limpa\" e Nacele \"Pusher\". O principal objetivo é o de avaliar o comportamento aerodinâmico da configuração \"Pusher\" em três diferentes posições através da obtenção de dados práticos e teóricos de distribuição de pressão estática no aerofólio e no próprio nacele na condição não motorizada. A metodologia emprega testes em túnel de vento de baixa velocidade para a aquisição dos dados experimentais através da variação do ângulo de ataque para as configurações citadas. A obtenção dos dados numéricos, como comparativos aos experimentais, é através da utilização do método dos painéis aplicado à aerodinâmica. Os resultados experimentais e teóricos mostram que a presença do nacele nas posições \"Pusher\" avaliadas gera interferência diminuindo à sustentação do aerofólio. / This work describes a practical and theoretical investigation of aerodynamic characteristics of a 1:6,5 scale model of a light twin-engined Piper Seneca III aircraft. Basically, two configurations are considered in this evaluation: clean wing and pusher nacelle. The principal objective is to evaluate the aerodynamic characteristics of the pusher configuration in three different positions, in order to obtain practical and theoretical data with reference to static pressure distribution on the surface of the aerofoil and of the nacelle in a power-off condition. The methodology employed used low speed wind tunnel test for the acquisition of experimental data for a selection of angles of attach, as cited. The generation of numerical data, to be compared the experimental equivalent, is though the use of a low order panel method. The experimental and theoretical results show that the presence of pusher nacelle in the positions mentioned generated interference, reducing the local lift of the aerofoil.

Nas últimas décadas, tem-se observado uma forte tendência de edificações cada vez mais altas, esbeltas e flexíveis, o que exigiu novas considerações no cálculo estrutural de edifícios, tornando a ação do vento um elemento de grande relevância nos projetos. Além disso, o denso agrupamento de edificações nos centros de grandes cidades adicionou uma variável para um fenômeno que já era complexo: devido à proximidade, um edifício passa a influenciar o campo aerodinâmico de outros, podendo provocar grandes alterações nas pressões, além de fenômenos dinâmicos difíceis de determinar por métodos analíticos. Instruções normativas, em geral, limitam-se a prédios altos com padrões arquitetônicos regulares, afastando-se da realidade dos projetos construídos na prática, que vêm exibindo geometrias cada vez mais complexas e não convencionais. Este cenário justifica a realização de extensos estudos dentro do tema em questão, a fim de que se obtenha uma melhor compreensão dos fenômenos dinâmicos envolvidos e uma orientação mais abrangente na etapa de pré-dimensionamento da estrutura. Neste contexto, a proposta desta pesquisa consiste em dois estudos de caso, de edifícios construídos no Brasil e ensaiados em túnel de vento, que possuem uma geometria similar (em formato de “V”), mas com dimensões e detalhes arquitetônicos distintos. O objetivo é o de promover uma caracterização aerodinâmica, avaliando os carregamentos atuando global e localmente, tanto para o modelo considerado isolado quanto incluindo as condições de vizinhança. Além das ações, estudou-se o espectro do vento que se aproxima, e determinou-se as funções de admitância aerodinâmica correspondentes. Em ambos os edifícios, verificou-se que a incidência do vento aproximadamente perpendicular a uma das abas corresponde a uma direção crítica em termos de efeitos dinâmicos: os espectros dos carregamentos globais se mostraram muito similares, apresentando picos pronunciados que indicam a possibilidade de desprendimento cadenciado de vórtices; as funções de admitância aerodinâmica também evidenciaram um formato muito semelhante. O estudo em questão oferece um meio de validação para estudos futuros que utilizem modelos de ensaio simplificados, além de servir de referência para uma possível revisão da norma brasileira NBR 6123/1988 – Forças devidas ao vento em edificações, contribuindo com os avanços do conhecimento relativo a efeitos dinâmicos do vento em edifícios altos e irregulares. / In the last decades we observed a strong trend in constructing buildings increasingly tall, slender and flexible, which has asked for new consideration in the structural calculus of buildings, making the wind a relevant element in the design procedures. The grouping of buildings downtown in big cities has added another variable to an already complex phenomenon: due to the proximity, a building influences in the aerodynamic field of others, leading to pressure modifications and dynamic effects hard to determine by analytical methods. Instruction codes, in general, are limited to regular tall buildings, in contrast to the reality of projects built in practice, which have been exhibiting architectonic patterns increasingly complex and unconventional. This scenario justifies extensive studies among aerodynamic of irregular tall buildings, with the purpose of acquiring a better comprehension regarding the dynamic phenomena involved and a more accurate direction on the pre-design phase. In this context, the proposal of this research consists of two case studies about buildings constructed in Brazil and tested in wind tunnel, which have a similar geometry (V-shaped) but different dimensions and architectonic details. The objective is to promote a complete aerodynamic characterization, assessing the loads acting as a whole and also locally, with both isolated and interference conditions. Besides the action, the velocity spectrum of the approaching wind and the corresponding aerodynamic admittance were studied. Either case, it was verified that the wind incidence nearly perpendicular to one of the frontal facades is a critical direction from the perspective of dynamic effects: the spectra of global loads were very similar, with a peak emerging on the graphs, which indicate the possibility of vortex shedding; the admittance function also showed a very close format. This study offers an instrument of validation for future researches that use simplified test models, besides to fit as a reference to a possible revision of the Brazilian code NBR 6123/1988 – Wind load on building structures, contributing to the knowledge advances regarding dynamic effects on irregular tall buildings.

O estudo de métodos de modelagem de escoamentos aerodinâmicos em regime transônico é de grande importância para a engenharia aeronáutica. O maior desafio no tratamento desses escoamentos está na sua característica não linear devido aos efeitos de compressibilidade e formação de ondas de choque. Tais efeitos não lineares influenciam no desempenho de superfícies aerodinâmicas em geral, bem como são responsáveis pelo aparecimento de fenômenos danosos para a resposta aeroelástica de aeronaves. O equacionamento para esses tipos de escoamentos pode ser obtido via as equações básicas da mecânica dos fluidos. No entanto, apenas soluções numéricas de tais equações são possíveis de ser obtidas de forma prática no presente momento. Para o caso específico do tratamento de problemas transônicos, as equações de Euler formam um conjunto de equações diferenciais a derivadas parciais capazes de capturar os efeitos não lineares de escoamentos compressíveis, porém os efeitos da viscosidade não são levados em consideração. O objetivo desse trabalho é implementar uma rotina computacional capaz de resolver numericamente escoamentos em regime transônico em torno de aerofólios. Para isso as equações de Euler não lineares são utilizadas e o campo de fluido ao redor de um perfil aerodinâmico é discretizado pelo método das diferenças finitas. Uma malha estruturada do tipo C discretizando o fluido ao redor de um aerofólio NACA0012 é considerada. A metodologia para solução numérica é baseada no método explícito de MacCormack de segunda ordem de precisão no tempo e espaço. Baseados na aproximação upwind, termos de dissipação artificial com coeficientes não lineares também são adicionados ao método. A solução do escoamento transônico estacionário ao redor do aerofólio NACA0012 é obtida e as principais propriedades do escoamento são apresentadas. Observa-se a formação de ondas de choque através de contornos de número de Mach ao redor do aerofólio. Gráficos das distribuições de pressão no intra e extradorso do aerofólio são mostrados, onde se identificam aos efeitos da brusca variação de pressão devido as ondas de choque. Os resultados são validados com valores de distribuição de pressão para o mesmo aerofólio encontradas na literatura técnica. Os resultados obtidos combinam bem com os fornecidos em códigos computacionais para solução do mesmo problema aerodinâmico / The study of aerodynamic modeling methods for the transonic flow regime is of great importance in aeronautical engineering. Major challenge on the treatment of those flows is on their nonlinear features due to compressibility effects and shock waves (appearance). Such nonlinear effects present a strong influence on aerodynamic performance, as well as they are responsible for harmful aeroelastic response phenomena in aircraft. Equations for transonic flows can be obtained from the basic fluid mechanic equations. However, only numerical methods are able to attain practical solutions for those set of differential equations at the present moment. For the specific case of treating transonic flow problems, the nonlinear Euler equations provide a set of partial differential equations with features to capture nonlinear effects of typical compressible flows, despite of not accounting for viscous flows effects. The aim of this work is to implement a computational routine for the numerical solution of transonic flows around airfoils. The Euler equations are used and the flow field around a aerodynamic profile is discretized by finite difference method. A C-type structured mesh is used to discretize the flow around a NACA0012 airfoil. The methodology for numerical solution is based on the explicit MacCormack method which has second order accuracy in time and space. Based on the upwind approximation, artificial dissipation with nonlinear coefficients is incorporated to the method. The steady transonic flow around the NACA0012 airfoil numerical solution is assessed and the main flow properties are presented. Shock wave structure can also be observed by means of the Mach number contours around the airfoil. Pressure distributions on upper and lower surfaces for different flow conditions are also shown, thereby allowing the observation of the effects of the abrupt pressure change due to shock waves. The results are validated using data presented in the technical literature. The present code solutions agree well with the solution obtained in other computational codes used for the same problem

A contribuição efetiva do presente trabalho de tese consiste na implementação de esquemas numéricos, MacCormak (1969) e Jameson e Mavriplis (1986), para resolução das equações de Euler no espaço tridimensional , segundo o contexto de volumes finitos e utilizando técnicas estruturadas e não estruturadas de discretização espacial. A aplicação direta seria para simulações de problemas físicos envolvendo, principalmente, escoamentos supersônicos e hipersônicos de "gás frio" em torno de configurações complexas. Em paralelo a este esforço, são apresentados técnicas de aceleração de convergência em uso comum pela comunidade de CFD e alguns operadores de dissipação artificial para esquemas numéricos com discretização espacial simétrica, com o propósito de averigüar suas características no tocante ao desempenho computacional e à qualidade global da solução.

Veículos aeronáuticos e aeroespaciais são sujeitos a cargas externas de rajadas, causando tensões transientes na estrutura. Na determinação das cargas devido à rajada, o histórico temporal da mesma assume uma variedade de formas e de magnitudes, e desta maneira, um histórico temporal específico não será representativo da situação global. Sendo assim, o assunto deve ser, de preferência, tratado com métodos estatísticos baseados em dados experimentais. Uma outra abordagem do problema seria efetuar o cálculo de resposta dinâmica da rajada discreta com variação de intensidade e da penetração da rajada até encontrar as respostas máximas. Um outro fato importante que entra na formulação do problema é a flexibilidade da estrutura, principalmente, para estruturas leves que voam em regimes de altas velocidades.O objetivo do presente trabalho é uma avaliação dos méritos dos dois processos e, eventualmente, chegar a resultados conclusivos sobre a comprovação dos requisitos de certificação.