The aeronautical industry, more precisely the aircraft manufacturing sector, is a demanding business area in which the design development cycles are continuously shrinking whilst the technical requirements are becoming more stringent due to the fierce competition. The present work considers the adoption of the multidisciplinary design optimization concept, which is also known by the MDO acronym, as a way of adapting to this new reality. In the MDO concept, the design is performed in a concurrent fashion through the integration of the engineering processes in environments know as ``frameworks';';. The work presents the development of a set of tools that can be adopted as numerical procedures inside existing frameworks or they can be coupled to create the basic structure of an open MDO framework, focused in aeronautical engineering and with special attention to aerodynamic design problems. These tools are embedded in different modules and they are employed in a series of study cases focused in aeronautical applications. These studies have shown how aspects associated with the choice of the geometrical parameterization and the upper and lower range limits of the parametric variables can yield different geometries during the optimization process. Moreover, the present work shows that only those geometric parameterizations that consider high order polynomials can guarantee that the same final geometry is achieved at the end of the optimization process. The increase in the polynomial order leads to optimized solutions with lower drag coefficients. The aerodynamic optimizations performed with a neural network have shown the benefits that the approximation methods can provide in terms of computational cost. The complete set of tools developed during this work can contribute to improve the capability of the Computational Fluid Dynamics group at Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) and at Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) by the incorporation of this open environment for analysis and multidisciplinary optimizations. These tools can become an initial structure focused in a collaborative research activity between academia and industry.

O objetivo deste trabalho é a apresentação de um método prático para a obtenção das características aerodinâmicas de asas variando diversas propriedades geométricas. O método apresentado visa ser aplicado em tarefas relacionadas ao projeto de aeronaves utilizando métodos de otimização multidisciplinar e em investigações onde o fator consumo computacional versus precisão dos resultados seja fundamental. Para atingir estes objetivos, foi implementada uma metodologia que tem como base de cálculo o modelo da linha sustentadora estendida apresentado por Weissinger. O modelo possibilita o cálculo de asas variando o enflechamento, alongamento, afilamento e torção, entre outros parâmetros. Somado a um conjunto de correções e o uso de outras metodologias aplicadas em sub-rotinas, o método apresenta-se como uma ferramenta rápida e que fornece bons resultados quando comparada com outras metodologias similares utilizados na atualidade. Neste trabalho, são apresentadas a fundamentação teórica, análises de convergência e resultados comparativos com a teoria e testes experimentais, que em conjunto, demostram as capacidades e aplicabilidades do mesmo.

No presente trabalho é realizada uma análise paramétrica de perfis transônicos, baseado-se em suas expectativas de distribuições de pressão para obterem-se as características de desempenho aerodinâmico. O método aqui utilizado consistiu no uso de um perfil transônico típico, com uma dada distribuição de pressão, e perfis derivados deste primeiro, sendo que cada um destes apresenta uma diferença específica na distribuição de pressão em relação aos perfis básicos. Analisando cada um destes perfis, e comparando-os com o perfil básico, foram obtidas as características de desempenho tais como: curvas de máximo c1 utilizável em alta velocidade, evolução do arrasto com a velocidade, e evolução do momento de arfagem com a velocidade, possibilitando identificar as influências das variações da distribuição de pressão nestas características. Foram também analisadas as alterações resultantes na geometria dos perfis e alguns parâmetros específicos da camada limite, quando necessários. As análises foram realizadas com o código MSES, que é um código de CFD utilizado no projeto e análise de perfis transônicos.

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

As caudas-T constituem uma importante configuração aerodinâmica e estrutural presente em muitos jatos executivos, aeronaves comerciais e principalmente grandes cargueiros. Devido às suas características dinâmicas, as caudas-T tendem a ser mais críticas com relação ao flutter do que as caudas convencionais. Por isso foram realizados estudos paramétricos acerca do enflechamento, rigidez em torção e flexão da empenagem vertical, posição da linha elástica, momento de inércia de massa, rigidez em arfagem e outros que mostraram a sensibilidade da velocidade de flutter a cada parâmetro e sua relevância em um projeto. As forças estáticas atuantes na empenagem horizontal devidas ao ângulo de trimagem do estabilizador alteram significativamente o comportamento aeroelástico de uma cauda-T. Softwares de análise de flutter difundidos na indústria aeronáutica como o MD/Nastran falham em não considerar as forças de sustentação estática. No decorrer deste trabalho buscou-se compreender por que o fenômeno da sustentação estática influencia tanto na velocidade de flutter de uma cauda-T. Também foram levantados quatro métodos distintos que levam em conta este fenômeno nos cálculos aeroelásticos. Um deles foi escolhido e implementado num modelo genérico de cauda-T empregando o software MD/Nastran. Os resultados mostraram que a velocidade de flutter, em alguns casos, pode ser reduzida em mais de 20% por conta do efeito da sustentação estática. A tendência de comportamento do modelo aeroelástico com sustentação estática foi comparada a experimentos da literatura e houve concordância aceitável. Paralelamente, estudou-se o efeito do diedro da empenagem horizontal no flutter e foi constatado que as cargas aerodinâmicas provenientes de diferentes diedros são as principais responsáveis por mudanças significativas no flutter. A deformação estática do estabilizador também causa mudança temporária de diedro, o que pode agravar o acoplamento de flutter da cauda-T. Estes são os principais aspectos abordados neste trabalho.

Neste trabalho foi realizado o cálculo das cargas aerodinâmicas e o pré-projeto estrutural de asa de uma aeronave de 50 passageiros durante o Mestrado Profissionalizante em Engenharia Aeronáutica e Mecânica, ministrado pelo ITA em parceria com a EMBRAER, através do seu Programa de Especialização em Engenharia. Primeiramente, o modelo estrutural foi desenvolvido baseando-se nas características aerodinâmicas iniciais da aeronave, possibilitando que o programa de análise aerodinâmica BLWF fosse utilizado para a geração numérica das distribuições de pressão na asa. Estas foram transferidas para o modelo estrutural através do método de interpolação linear bidimensional. Comparativamente, a diferença entre os totais de cisalhamento e de momento fletor obtidos pelo BLWF e pelo NASTRAN apresentou-se menor que 10%. Após isto, foi realizada uma análise estrutural estática de dois casos de carregamento da pressão aerodinâmica em um modelo de elementos finitos construído no MSC.Nastran a partir da geometria do programa CATIA. Através da comparação com aeronave da EMBRAER de porte semelhante, os resultados obtidos nas análises aerodinâmica e estrutural mostraram-se coerentes, necessitando de mais iterações do projeto para a otimização do modelo. A validação da primeira foi realizada através de gráficos de distribuição de sustentação, de esforço cortante, momento fletor e momento torçor. E a segunda através da análise dos valores de tensão obtidos.

No projeto de aeronaves é incessante a busca pelo mínimo custo de operação, composto em grande parte pelo consumo de combustível. O peso estrutural da aeronave está diretamente ligado a este consumo. Para projeto de uma estrutura mais leve, é necessário a representação fidedigna das cargas atuantes na aeronave. Para o correto cálculo dessas cargas é muito importante a elaboração de um modelo aerodinâmico representativo das forças atuantes na aeronave. Neste trabalho é feita a comparação entre envelopes de cargas atuantes em uma asa calculados com modelos aerodinâmicos obtidos por diferentes formulações aerodinâmicas teóricas, sendo elas: potencial linearizado, potencial completo com correção de camada limite, Euler e RANS. De posse das distribuições de pressão representativas das que ocorrem na aeronave em todo seu envelope de vôo, é feita uma calibração para que se atinja coeficientes integrados de força normal correspondentes aos valores obtidos em ensaios de túnel de vento. Os envelopes de esforço cortante e momento fletor da asa em condições de vôo simétricas foram equivalentes em todas as metodologias empregadas, porém limitações dos métodos de obtenção de distribuição de pressão assim como do processo de calibração fizeram com que o envelope de momento torsor obtido não fosse representativo da física do problema. Em condições assimétricas, apenas nos envelopes de esforço cortante e momento fletor gerados pelos modelos obtidos com votex-lattice, os resultados foram aceitáveis.

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.

The present work describes the efforts towards the implementation of upwind schemes to simulate supersonic and hypersonic cold gás flows. The class of flux vector splitting schemes has been chosen, and the particular methods implemented are the van Leer and Liou schemes. Results for different freestream Mach numbers and mesh topologies are discussed in order to assess the comparative performance of the various spatial discretization schemes. The flow is modeled by 3-D Euler equations through the use of a cell centered, face-based data structure finite voluma method applied in an unstructured grid context. Time integration of the system of equations is performed using an explicit, 5-stage, Runge-Kutta scheme. Mesh refinement routines are available in the original code and they are able to handle tetrahedra, hexahedra, triangular-base prisms and square-base pyramids. The full multigrid procedure is also available in the base code to accelerate the convergence to steady state. In the present work, the author has studied possible forms of integrating the multigrid and the mesh refinement procedures, which were both originally available in the base code. The results obtained provide evaluation and comparison of the present methods with regard to oblique shock wave capturing, as well as the behavior of property values such as pressure, density and Mach number contours. Finally, the work presents a discussion on the relative characteristics of each method.

The objective of the present research work consists in studying complex aerodynamic flows about typical aerospace configuration, in which turbulence effects play a fundamental role. Such study is performed with an available computational tool that is being developed at CTA/IAE. This is a finite-volume code for unstructured 3-D meshes that solves the compressible Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. Turbulence effects are added to this numerical tool through turbulence models. Similar work had already been initiated by the author in his master thesis at ITA with less advanced model in that context. Turbulence effects are critical for complex aerospace configurations, such as supercritical or high-lift aerofoils, or space vehicles at atmospheric transonic or supersonic flight, and less advanced turbulence models fail to adequately describe such flows. The investment in more complex turbulence models, such as {em nonlinear} eddy viscosity and Reynolds-stress transport closures, is of fundamental importance to better capture such flows, which are very important in the context of the developments within the aerospace area at CTA/IAE and Embraer. Furthermore, in order to allow for a robust and efficient numerical framework, effort is also driven towards convergence acceleration techniques such as multigrid and variable time stepping procedures, as well as convective flux computation schemes suitable for boundary layer and shocked flows. These flux schemes must be robust and accurate even for highly stretched meshes that support these flow phenomena at reasonable computational costs. The validation of these new implementations, for the applications of interest, is performed by comparison of numerical results with experimental or theoretical data for several flow cases. Flows involving laminar boundary layers and shock waves are used to assess the quality of the convective flux computation schemes. Traditional turbulent-flow validation cases, such as the turbulent boundary layers over a flat plate or within a parallel-wall channel, are considered to address the level of physical representativeness of the chosen models. Finally, typical aerospace flows are evaluated with the best numerical settings resulting from the previously mentioned efforts. Such cases involve transonic and high-lift aerofoils, and transonic and supersonic flows about a space vehicle. In general, good agreement of numerical results with the reference data is obtained.