O presente trabalho tem por objetivo a avaliação das características aeroelásticas referentes a flutter de uma aeronave militar de treinamento em sua fase inicial de projeto. Para a execução da análise ée elaborado um modelo aeroelástico da aeronave, composto de dois modelos distintos: um em elementos finitos representativo das características dinâmicas da aeronave e um modelo aerodinâmico não-estacionário baseado na teoria Doublet Lattice. Correções para ajuste do comportamento aerodinâmico estacionário do modelo são feitas com base em resultados obtidos junto ao grupo de aerodinâmica do Projeto Treinador Avançado. A ocorrência do fenômeno de flutter colocará restrições ao projeto. Os detalhes do modelamento dinâmico e aerodinâmico, bem como ajuste aerodinâmico adotado, são também apresentados. O software utilizado na solução dos problemas dinâmico e aeroelástico ée o MSC.Nastran V.70.7. Um estudo paramétrico ée realizado para analisar o comportamento do modelo aeroelástico após alteração de parâmetros relacionados com as superfícies de controle (canard, aileron, leme e empenagem horizontal). Os resultados são apresentados em forma gráfica através dos gráficos V-g-f que mostram a tendência do comportamento do amortecimento e freqüência de cada modo com a variação da velocidade do escoamento.

A determinação das cargas de rajada contínua em uma aeronave se baseia na modelagem da turbulência atmosférica segundo seu conteúdo de freqüência, já que a turbulência ée um evento aleatório da natureza. Esta modelagem ée feita com base em observações experimentais realizadas ao longo de vários anos, e utiliza as propriedades estatísticas do sinal de rajada. O modelo da estrutura da aeronave ée baseado em elementos finitos, e empregou-se o software MSC/Nastran. A rigidez do modelo ée dada por vigas ("stick model") dispostas ao longo da linha elástica de cada um dos componentes estruturais da aeronave, e estas vigas são definidas com as propriedades de rigidez equivalentes à estrutura real. A distribuição de massa ée feita tomando-se a aeronave e dividindo-a em baias. Cada baia contém as informações de massa e inércia nelas contidas, bem como a posição do centro de gravidade (CG). Essas informações são então aplicadas ao modelo por massas concentradas ("lumped mass"). Quando necessário, divide-se a massa em várias outras, de forma a representar melhor o comportamento dinâmico de determinada região da estrutura. Para completar o modelo aeroelástico, foram definidos painéis aerodinâmicos (modelo Doublet Lattice) de forma a gerar os carregamentos aerodinâmicos devido à rajada e deformações da estrutura. Esse carregamento ée transferido à estrutura por meio de "Splines", que também são empregadas para transferir os deslocamentos da estrutura para o modelo aerodinâmico. De posse do modelo com as características dinâmicas necessárias (rigidez, inércia e excitação), especificam-se as condições de cálculo. Serão consideradas variações de peso e centro de gravidade da aeronave e, ainda, combinações de altitude e velocidade de vôo. Antes do cálculo das cargas propriamente dito, foi feita uma análise simplificada da estabilidade do modelo para garantir que este seja estável nas condições que serão usadas nos cálculos de resposta aeroelástica. O cálculo de flutter permite obter as velocidades e os mecanismos com que os eventos de instabilidade aeroelástica se manifestam na aeronave. Por fim, são estabelecidas as estações, ao longo dos componentes estruturais, onde as cargas serão apresentadas. O resultado ée um grupo de forças e momentos que representam os esforços correntes incrementais, em cada componente da aeronave, devido à aplicação da rajada contínua. Essas cargas devem ser combinadas com as cargas de vôo 1-g, a fim de se obterem os valores máximos das cargas que acontecem nos diversos pontos da estrutura.

A caracterização aerodinâmica de foguetes de sondagem é requisito fundamental para o projeto e operação destes veículos. O conhecimento das forças atuantes determina o carregamento a que sua estrutura estará submetida e assim orientará o seu projeto estrutural. Da mesma forma, para se determinar a sua trajetória, faz-se necessário o conhecimento das características aerodinâmicas em todas as fases do vôo. Uma das maneiras de se obter as características aerodinâmicas de um foguete é por meio de simulações numéricas do escoamento sobre o foguete. Para isso, a região em torno do foguete é discretizada sob a forma de uma malha computacional que será então empregada para a solução numérica das equações de governo do escoamento. Os objetivos da presente dissertação consistem em gerar malhas computacionais sobre configurações de foguetes, e avaliar a sua adequação para a simulação do escoamento nos diferentes regimes de velocidade. Estas simulações serão feitas empregando-se o programa de cálculo NS3D da subdivisão de Aerodinâmica da ASE, que resolve numericamente as equações de Navier-Stokes 3D de escoamentos turbulentos. Estas simulações serão validadas pela comparação dos resultados dos cálculos com dados experimentais.

A study of the flowfield around axisymmetric launch vehicles in different flight conditions and configurations is performed in this work. Particularly, the VLS second stage flight configuration is analyzed considering the case with and without a propulsive jet in the vehicle base. Among the different cases considered for this configuration there are inviscid as well as viscous turbulent flows. The study is performed using a finite volume cell centered formulation on unstructured grids. Different spatial discretization schemes are compared, including a centered and an upwind scheme. The upwind scheme is a second-order version of the Liou flux vector splitting scheme and a simple scalar advection test problem is used to assess the influence of different reconstruction and limiting methods in the second-order extension of the scheme. Turbulence effects are accounted for using two one-equation turbulence closure models, namely the Baldwin and Barth and the Spalart and Allmaras models. An agglomeration multigrid algorithm is used to accelerate the convergence to steady state of the numerical solutions. Mesh refinement procedures as well as hybrid and adaptive meshes are discussed.

Simulações dos escoamentos aerodinâmicos sobre um foguete de sondagem típico são apresentadas. Freqüentemente, os foguetes de sondagem utilizam mais de um conjunto de empenas e necessitam que essas empenas possuam um tamanho razoável. A fim de lidar com esse tipo de configuração, o presente trabalho faz uso de uma nova metodologia, que combina simultaneamente malhas multibloco Chimera e justapostas na discretização do domínio computacional. Os escoamentos de interesse são modelados utilizando as equações de Euler em três dimensões e o trabalho descreve os detalhes dos procedimentos de discretização, os quais utilizam uma abordagem de diferenças finitas para malhas estruturadas multibloco que se conformam ao corpo simulado. O método é utilizado para calcular a aerodinâmica de um veículo de sondagem atualmente em desenvolvimento. Os resultados indicam que a presente metodologia pode ser uma ferramenta poderosa de análise aerodinâmica e de projeto.

The objective of this project is to study three dimensional aerodynamic flows over realistic aerospace configurations, such as the first Brazilian Satellite Launcher (VLS) in its first stage flight form. In order to achieve this objective, computational fluid dynamics and three dimensional adaptive mesh refinement techniques are used. The project focus in finite element and finite volume techniques to simulate the flows of interest. Both the Taylor-Galerkin finite element method and the Jameson finite volume method are used in the simulations. A new interpretation of MacCormack's method in an unstructured grid context is presented. The analysis, implementation and validation of the adaptive mesh refinement tools in the present context is part of the work developed. The use of meshes with hanging-nodes in a finite volume code is also described. The Spalart and Allmaras turbulence model is implemented in the finite volume code in order to account for turbulent effects. In the first part of this project, inviscid flows over the VLS ranging from subsonic to supersonic regime are studied using the finite element and finite volume techniques and, in the following part, turbulent viscous flow cases are analyzed using the finite volume code.

Submitted by Johnny Rodrigues (johnnyrodrigues@ufcg.edu.br) on 2018-10-16T18:57:36Z No. of bitstreams: 1 HELEN LIRA HENRIQUES TORRES - DISSERTAÇÃO PPGEA 2003..pdf: 11290763 bytes, checksum: 200e011460ce948739e83b910908e71b (MD5) / Made available in DSpace on 2018-10-16T18:57:36Z (GMT). No. of bitstreams: 1 HELEN LIRA HENRIQUES TORRES - DISSERTAÇÃO PPGEA 2003..pdf: 11290763 bytes, checksum: 200e011460ce948739e83b910908e71b (MD5) Previous issue date: 2003-09-15 / O presente trabalho teve como objetivos: 1) determinar as características físicas (tamanho, forma, volume, massa especifica, porosidade, esfericidade e área projetada) dos grãos de feijão variedade "carioquinha", milho variedade "pé-de-boi" e soja variedade "Foscarini" e 2) determinar os parâmetros aerodinâmicos: velocidade terminal, coeficiente de arraste e efeito de parede dos grãos quando submetidos à queda em coluna vertical de secção cilíndrica com diâmetros de 20, 30, 40, 50 e 60 mm e também de secção quadrada com lados de iguais dimensões. Para determinação das características físicas foram utilizados os métodos descritos por MOHSENIN (1978) e para determinação dos parâmetros aerodinâmicos foi construído um equipamento composto por ventilador de ciclo contínuo, com potência de 1 hp; 3.600 rpm e um terminal para substituição das colunas de queda verticais, todas com lm de altura em que a velocidade terminal era medida com o auxílio de um anemómetro. Diante dos resultados obtidos pode-se concluir que: a) nenhuma das equações citadas na literatura oferece boa aproximação aos dados experimentais da velocidade terminal obtidas para feijão e milho; b) a equação citada por Mohsenin oferece uma boa aproximação dos dados experimentais de velocidade terminal para soja; c) a equação dada por Massarani é a que mais se aproxima dos valores experimentais de feijão e milho, mas reduz muito as diferenças relativas entre as velocidades dos diferentes tipos de grãos e por isto seu uso é inadequado para fins de seleção e demais fases de processamento que solicitem precisão; d) a velocidade terminal em queda livre foi conseguida apenas na coluna de secção quadrada de 60 mm de diâmetro para feijão e soja; e) para os parâmetros estudados não se pode afirmar que tenha se obtido velocidade terminal do milho em queda livre sendo evidenciado o efeito de parede, inclusive para a determinação da velocidade terminal na coluna de secção quadrada de 60 mm; f) entre todas as colunas testadas, para todos o tamanhos e tipos de grãos, obteve-se maior velocidade terminal com a colima de secção quadrada; g) existe uma tendência à estabilização do coeficiente de arraste de todos os produtos a partir da dimensão de 50 mm, principalmente na secção quadrada e mais particularmente para a soja; h) apenas para soja obteve-se coeficiente de arraste (0,42) típico do regime de Newton, muito próximo do Cu para esfera (0,44) nessa região de transporte; i) o grão de milho, quando submetido a fluxo de ar em colunas cuja relação P (Dp /Dc) > 0,3520, muda sua orientação, passando a adotar uma posição cuja menor área projetada permanece perpendicular à direção do fluxo; j) para se obter a velocidade terminal em queda livre de produtos com fator de esfericidade na faixa estudada (0,60 a 0,9) o valor de P deve ser menor do que 0,1173; k) as cartas existentes na literatura para o cálculo do coeficiente de arraste feito com base nas características físicas, atribuem coeficientes de arraste típicos da região transiente com alguns deles na região de Stokes. Porém, tem-se para esses produtos valores de velocidades bem superiores a lm s"; 1) as equações e cartas existentes na literatura para expressar o transporte de partículas não são adequadas ao estudo de transporte e seleção de grãos. / The present work had as objectives: 1) to determine the physical characteristics (size, form, volume, density, porosity, sphericity and projected area) of the grains of bean variety "carioquinha", corn variety "pe-de-boi" and soybean variety "Foscarini" and 2) to determine the aerodynamic parameters: terminal speed, drag coefficient and effect of wall of the grains submitted to the fall in vertical column of cylindrical section with diameter of 20, 30, 40, 50 and 60 mm and also of square section with sides of same dimensions. For determination of the physical characteristics the methods described by MOHSENIN (1978) were used and for determination of the aerodynamic parameters an equipment was built composed by fan of continuous cycle, motor with 1 hp of potency;. 3600 rpm and a terminal for substitution of the vertical fall columns, all with 1m of height, where the terminal speed was measured with an anemometer. According the results obtained it was concluded that: a) none of the equations mentioned in the literature offers good approach to the experimental data of the terminal speed obtained for bean and com; b) the equation mentioned by Mohsenin offers a good approach of the experimental data of terminal speed for soybean; c) the equation given by Massarani is the one that more approaches of the experimental values of bean and corn, but it reduces the relative differences among the speeds of the different types of grains and for this reason to use it is inadequate for selection finality and other processing phases that request precision; d) the terminal speed in free fall was obtained in the column of square section of 60 mm of diameter for bean and soybean; e) for the studied parameters it cannot affirm that the terminal speed of the corn in free fall was reached, being evidenced the wall effect, including for the determination of the terminal speed in the column of square section of 60 mm; f) among all the tested columns, for all the sizes and types of grains, it was obtained larger terminal speed with the column of square section; g) there is a stabilization tendency of the drag coefficient of all the products starting from the dimensions of 50 mm, mainly in the square section and more particularly for the soybean; h) only for soybean it was obtained drag coefficient (0.42) typical of Newton's regime, very close of die Cn for sphere (0.44) in that transport area; i) the corn grain, when submitted to flow of air in columns whose relationship (Dp/Dc) > 0.3520, it changes your orientation, starting to adopt a position whose smaller projected area remains perpendicular to the direction of the flow; j) to obtain the terminal speed in fall free from products with spherecity factor in the studied range (0.60 to 0.90) the (3 value it should be smaller than 0.1173; k) the diagrams in the literature for the calculation of the drag coefficient done base on the physical characteristics, attribute coefficients typical of die transient region, some of them in the Stokes' region. However, for those products there are values very superior to 1 m s"'; 1) the equations and existent diagrams in the literature, to express the transport of particles are not appropriate to the transport and selection of grains studies.