A fase do vôo do conjunto superior (último estágio + satélite) está entre as mais critícas nas missôes de veículos satelizadores, porque é estabilizada por rotação e compreende vários eventos, tais como: fim de basculamento; indução de rotação; separação de estágio ou baía de equipamentos; ignição do último estágio. Na efetivação destes eventos e no decorrer desta fase do vôo, diversas perturbações podem atuar sobre o conjunto superior e comprometer o objetivo da missão. Por isso, o objetivo deste trabalho é a obtenção de um modelo matemático para implementação em computador, para realizar um estudo paramétrico da dispersão da atitude no instante que antecede à separação do satálite, considerando todos os eventos e perturbações inerentes a esta fase de vôo. Os resultados obtidos com o programa de computador desenvolvido são comparados com resultados obtidos através de método analítico simplificado para validação.

Operações em aeronaves a baixas altitudes são freqüentemente afetadas por turbulências e rajadas fortes de ventos (especialmente as verticais), que produzem forças aerodinâmicas e momentos resultando em desconforto aos ocupantes da aeronave, bem como em acelerações adicionais e cargas estruturais extras para o avião. O objetivo deste trabalho é melhorar o conforto dos passageiros e tripulação atenuando os efeitos causados por esses distúrbios atmosféricos indesejáveis, atuando sobre o profundor localizado no estabilizador horizontal e sobre certas superfícies de controle longitudinal do avião (DLC - flaps: Direct Lift Control-flaps) localizados nas asas. Utilizando a tecnologia de Controle Ativo baseado na teoria de controle H-infinito foram projetados controladores para dois problemas: um, sem considerar a medida dos ventos e outro, considerando a medida dos ventos incluindo os ruídos destas medidas, a fim de atender o objetivo especificado. O trabalho apresenta uma breve descrição do modelo matemático adotado, da técnica de projeto do controlador e, alguns resultados de simulações para aeronave de pesquisas "ATTAS" (Advanced Technologies Testing Aircraft System) pertencentes ao "DLR" (German Aerospace Research Establishment)

Estudamos por três processos diferentes, a influencia da variação da área sobre o numero de Mach, ou sobre a intensidade, de um choque que se propaga em tubos não uniformes. Eles forneceram uma equação diferencial aproximada para esta influencia, que chamamos de relação CCW. Esta equação, quando integrada, relaciona a área com a intensidade do choque. Fizemos uma analise bem detalhada do escoamento, a fim de obter uma relação exata, a qual contem um parâmetro X, que foi calculado para ondas de choque cilíndricas e esféricas convergentes. Usamos para tanto, a solução auto- similar, à qual demos uma contribuição, descrevendo um processo numérico para a obtenção do expoente de similaridade.

Aircraft engines and nacelles operating under crosswind present some design challenges. One of the phenomenon that requires a better comprehension is the vortex that forms between the ground and the engine inlet because this vortex can suck debris into the engine and also affect the engine operability. This work establishes procedures and criteria for using CFD for evaluating crosswind conditions that affect aeronautical engines. A new correlation, the streamtube diameter ratio (SDR), is proposed to predict the inlet vortex appearance and intensity. The different inlet vortices are described in detail, among them the trailing vortex, composed of trailed and ingested parts; and a new vortex, called the feeding vortex. Additionally the interaction between the different vortices is shown, highlighting the importance the nacelle walls have in the strengthening of these vortices. In this process a new analysis methodology is shown, in which the wall boundary conditions used in the CFD analysis are selectively changed between slipping and non-slipping walls, allowing to discover correlations between the different vorticity sources and the vortices'; intensities.

Sistema de comando de vôo Fly-by-wire associados com o conceito de estabilidade relaxada vêm trazendo vantagens às aeronaves comerciais nas últimas décadas, e um procedimento de projeto de sistemas de aumento de estabilidade e controle utilizando técnicas modernas traz como vantagem a redução no custo e no tempo de desenvolvimento, que são os principais empecilhos para implementação de sistemas deste tipo. Este trabalho apresenta o projeto de leis de controle para um sistema de controle de vôo empregando ferramentas de controle robusto, tais como H-infinitivo, síntese um e transformações lineares fracionárias (LFTs). As incertezas em geral ocorrem no modelo dinâmico da aeronave, em função de parâmetros tais como massa e momentos de inércia da aeronave, posição do centro de gravidade e condição de vôo (velocidade e altitude) são consideradas no projeto. O objetivo é encontrar um controlador que atenda aos requisitos de projeto tanto no ponto nominal como no caso de incertezas e variações destes parâmetros, apresentando assim robustez de estabilidade e de desempenho. O projeto de realimentação é baseado no parâmetro C*, que é largamente empregado na indústria aeronáutica, e permite avaliações e especificações de desempenho de forma simples e bem conhecida. Outros critérios bastante conhecidos na literatura são também empregados para uma análise mais completa de qualidade de vôo.

With an increasing demand of energy and its associated costs, it is mandatory that different sources of energy are researched, providing the market with more efficient and economically feasible power options. An alternative to hydroelectric power, dominant in Brazil and receiving more investments every day, Wind Power is still more expensive than other sources. Then, the need to study the design, to model, and to optimize it, arises. The purpose of this work is to present the development of a computational tool intended to aid the preliminary structural design of a Wind Turbine Blade, given the aerodynamic geometry (as span, profile and chords). As an applied example, a 2 MW turbine glass-fiber blade model and operational loads are automatically (batch driven) generated and analyzed concerning stress and deformation. Some iterations are made and a structural resistant and light weighted geometry is defined.

O uso de estruturas "morphing" tem se tornado uma possibilidade real nas últimas décadas. O desenvolvimento de novos materiais e a otimização estrutural deram novo impulso à área, mas soluções com mecanismos convencionais ainda podem ser exploradas. Esse trabalho apresenta um conceito de bordo de fuga de arqueamento variável baseado nas vigas excêntricas, que são projetadas para conferir diferentes formas ao perfil quando giradas. O projeto partiu de uma otimização de perfis visando à redução dos coeficientes de arrasto em dois níveis de sustentação distintos. Para o coeficiente de sustentação mais alto, o perfil foi otimizado ao longo de toda a corda, mas no menor nível de sustentação a otimização foi realizada com a mudança no arqueamento de uma parcela do bordo de fuga, utilizando uma parametrização especialmente definida para isso. A viga excêntrica e o revestimento foram projetados em material compósito. Foi proposto um mecanismo de conexão entre a viga excêntrica e o revestimento para transmitir o movimento vertical da viga. O mecanismo foi simulado através de um modelo de elementos finitos. Com a aplicação do campo de pressões aerodinâmicas, foi realizada uma análise estática. O movimento do mecanismo foi satisfatório e as polares de arrasto obtidas aproximaram-se do comportamento esperado com os perfis otimizados. Na aplicação almejada para uma aeronave não-tripulada, o torque de atuação exigido foi baixo, e as tensões na estrutura de material composto também foram muito baixas. Ficou evidente que pequenos deslocamentos do bordo de fuga são suficientes para mudar significativamente a região de baixo arrasto do perfil aerodinâmico.

O objetivo deste trabalho é conduzir um estudo experimental em regime transônico para verificar a influência aerodinâmica da variação do ângulo de "boat-tail" de um veículo lançador de satélite com geometria do tipo "Hammer-Head", ou em português "Cabeça de Martelo". Este tipo de veículo lançador recebe este nome por possuir um diâmetro maior na região da parte frontal, cuja finalidade é transportar uma carga útil maior que o diâmetro do corpo do veículo, como no caso do Veículo Lançador de Satélites brasileiro (VLS-1). A região estudada é a parte frontal do veículo, que é caracterizada por quatro partes distintas: uma ponta arredondada seguida por um tronco de cone, um compartimento de diâmetro constante na qual é alojada a carga útil, um setor com ângulo de decaimento denominado "boat-tail", e uma parte do corpo do foguete. Estudos computacionais em um software semi-empírico e experimentais no Túnel Transônico Piloto (TTP) do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) foram realizados para determinar os coeficientes de arrasto e distribuição de pressão sobre o modelo variando-se o ângulo de "boat-tail". Para este fim, utilizou-se uma balança de esforços para medir o arrasto e a técnica de Tinta Sensível à Pressão, do inglês Pressure Sensitive Paint (PSP), para a obtenção de medidas globais de pressão sobre a superfície do modelo. Também foi utilizada a técnica Schlieren de visualização de escoamentos para obtenção de informações detalhadas sobre o padrão de formação das ondas de choque sobre o modelo. O estudo realizado permitiu verificar que a variação do ângulo de decaimento apresentou um maior arrasto para os ângulos maiores e que o ângulo original do "boat-tail" do VLS-1 de 8, possui o menor coeficiente de arrasto em relação às demais configurações testadas.

O aumento do poder computacional e conseqüente desenvolvimento das técnicas de simulação numérica, aliados ao avanço tecnológico dos periféricos de medição, fizeram com que muitas áreas de pesquisa, passassem a necessitar de ferramentas gráficas e de auxílio computacional para apoiar o processo de interpretação das informações geradas. A aplicação de técnicas gráficas para ampliar a capacidade de interpretação de dados científicos tem sido denominada visualização em computação científica (ViSC - Visualization in Scientific Computing). Modelos aerodinâmicos construídos no laboratório, foram simulados em software numérico de método dos painéis e submetidos a rotinas desenvolvidas em C++ as quais serviram de superfície para uma ferramenta do tipo biblioteca, de baixo custo, muito utilizada em universidades do mundo todo, chama VTK (Visualization Tool Kit), que possui elementos gráficos para a geração de visualizações de qualquer tipo de dados. Esses códigos em C++ são responsáveis pelos tipos de visualização gerados e principalmente por permitir o uso da ferramenta. As visualizações de distribuição de pressão e isolinhas nas superfícies dos modelos são de suma importância na identificação de problemas aerodinâmicos possibilitando correções e modificações antes mesmo de o modelo ser construído. / The increase of computational power and the technical development of numerical are responsible for the creation of many new areas that use graphics tools and computational aid for the interpretation of the information generated. The application of graphics techniques to increase the capability of scientific interpretation is called ViSC or Visualization in Scientific Computation. Laboratory built freeflight and wind tunnel models were calculated using numerical software and submitted to routines developed in C++ language which produced various types of visualization while using VTK. Visualization of pressure distributions and streamlines on the model surfaces are important for identification of aerodynamic problems and making corrections and modifications possible before the construction of the physical model.

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