This dissertation presents a detailed analysis of a typical section model with three degrees of freedom. This is a classic model used for the study of basic aerodynamic and aeroelastic phenomena. The equations of motion are derived and discussed. The equations for the aerodynamic loads induced by arbitrary motion of the typical section and by arbitrary shaped wind gusts are derived. These equations are converted into a state-space formulation by replacing the nonlinear Wagner and Küssner functions by rational function approximations, that are Laplace transformable. The equations of motion, the aerodynamic loads and the gust loads equations and the Dryden model for stochastic wind gusts, all of these in the state-space form, are joined in a unified state-space model. This model is then used to perform simulations to evaluate the dynamic response and stability of the typical section. A control structure is presented, along with procedures for calculating the gains for this control structure by minimizing three different performance indices: linear quadratic, time weighted linear quadratic and H-infinity-norm. An angle of attack tracker is designed using these performance indices and its response to control input and gust disturbances is presented and discussed.

Este trabalho descreve o ensaio aerodinâmico experimental de corpos rombudos constituídos por três modelos de ônibus construídos em madeira. Os ensaios tiveram como objetivo estudar experimentalmente a influência da inclinação da superfície frontal dos modelos sobre os coeficientes aerodinâmicos e sobre a distribuição de pressão nas diversa superfícies dos modelos. Uma mesa automobilística e medidores de pressão estática, e anemômetro de fio quente foram utilizados na medição. A visualização do escoamento na esteira foi conseguida com auxílios de fios de lã. Este trabalho consegui identificar algumas características que permitem o coeficiente de arrasto diminuir sem que os coeficientes de estabilidade do veículo fossem afetados.

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.

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Mecânica, 2015. / Submitted by Fernanda Percia França (fernandafranca@bce.unb.br) on 2015-11-23T16:01:07Z No. of bitstreams: 2 2015_RafaelCastilhoFariaMendes.pdf: 14806990 bytes, checksum: e52b3f1326f7a497777915ee17a2d703 (MD5) 2015_RafaelCastilhoFariaMendes.pdf: 14806990 bytes, checksum: e52b3f1326f7a497777915ee17a2d703 (MD5) / Approved for entry into archive by Raquel Viana(raquelviana@bce.unb.br) on 2016-04-08T18:33:26Z (GMT) No. of bitstreams: 2 2015_RafaelCastilhoFariaMendes.pdf: 14806990 bytes, checksum: e52b3f1326f7a497777915ee17a2d703 (MD5) 2015_RafaelCastilhoFariaMendes.pdf: 14806990 bytes, checksum: e52b3f1326f7a497777915ee17a2d703 (MD5) / Made available in DSpace on 2016-04-08T18:33:26Z (GMT). No. of bitstreams: 2 2015_RafaelCastilhoFariaMendes.pdf: 14806990 bytes, checksum: e52b3f1326f7a497777915ee17a2d703 (MD5) 2015_RafaelCastilhoFariaMendes.pdf: 14806990 bytes, checksum: e52b3f1326f7a497777915ee17a2d703 (MD5) / O principal objetivo deste trabalho é investigar o comportamento do fator de indução axial, ao longo do escoamento de uma turbina de eixo horizontal, utilizando a teoria clássica de aerodinâmica de rotores e simulações numéricas do tipo RANS com o modelo de turbulência SST. O estudo foi realizado para uma turbina eólica de 500W. As simulações foram validadas utilizando dados experimentais do coeficiente de potência (Cp) obtidos em ensaios em túnel de vento aberto. Foi observado que fator de indução não é uma variável integral do escoamento, sendo ele uma função das coordenadas espaciais do sistema. Assumiu-se uma equação linear como modelo o fator de indução em cada plano a montante da turbina. Uma curva do coeficiente de potência máximo para essa turbina foi calculada aplicando o modelo do fator de indução proposto e teoria de Glauert para máximo valor de Cp. Por meio dessa curva, foi introduzido o conceito de velocidade de ponta de pá crítica, sendo descrita como uma condição operacional em que existe um ponto de operação que a turbina está girando sem nenhuma potência. _______________________________________________________________________________________________ ABSTRACT / The main objective of this work is to investigate the axial induction factor behavior, along the flow of a horizontal axis turbine, using the classical theory of aerodynamics rotors and numerical simulations RANS and turbulence model SST. The study was conducted for a 500W wind turbine . The simulations were validated using experimental data of power coefficient that was obtained in open wind tunnel tests. It was observed that induction factor is not an integral flow variable, it is a space coordinates function . It was assumed a linear equation to model the induction factor in each plane upstream of the turbine. A curve of the maximum power coefficient, for this turbine, was calculated by applying the induction factor model proposed and Glauert theory to Cp maximum . By this curve, it was introduced the concept of critical tip speed ratio, which is described as an operating condition point that there is some rotation, but the power coefficient is null.

Orientador: Olivio Novaski / Tese (doutorado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia Mecanica / Made available in DSpace on 2018-07-27T12:01:58Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Reis_MariaLuisaColluccidaCosta_D.pdf: 4162771 bytes, checksum: 01b48fd1132c38cbc7b33adc9496287f (MD5) Previous issue date: 2000 / Resumo: Descreve-se um método para expressar a incerteza de medições associadas à realização de um ensaio aeronáutico no Túnel de Vento Subsônico TA-2, do Laboratório de Ensaios Aerodinâmicos - ASA - L, do Instituto de Aeronáutica e Espaço - IAE, do Centro Técnico Aeroespacial- CT A. O formalismo empregado é o recomendado por organizações metrológicas internacionais. É apresentado o procedimento de calibração da balança multicomponente que consiste em empregar o método de regressão multivariada. Os componentes da incerteza padrão, resultantes do ajuste de curva da cahoração, são posteriormente empregados para estimar as incertezas das forças e dos momentos atuantes no modelo que está sendo submetido ao ensaio aerodinânúco. É feita uma comparação entre o método aqui proposto e o utilizado atualmente no TA-2. São também apresentadas as metodologias de medição dos parâmetros do escoamento tais como pressão e temperatura estáticas, dinâmicas e totais, massa específica, velocidade, número de Reynolds e de Mach. As fontes de erro que contribuem para a incerteza da medição são identificadas, e as correções nas cargas aerodinâmicas devido à variação da pressão dinâmica, à posição do modelo e à tara e interferência são aplicadas. São apresentadas as relações funcionais das grandezas medidas, juntamente com as expressões de incerteza combinada, seguindo padronização adotada pela comunidade metrológica internacional. O intuito deste trabalho é contnouir para o desenvolvimento da ciência e das técnicas de medição aplicáveis a ensaios em túnel de vento subsônico. O estudo desenvolvido neste trabalho ajuda o profissional do laboratório a identificar os erros que comprometem os níveis de incerteza exigidos pelo experimento, e serve como um guia de qums procedimentos de medição devem ser adotados para atingir os resultados desejados / Abstract: This thesis describes a method to express the uncertainty of measurements associatec with canying out an aeronautical test in the Subsonic Wind Tunnel T A-2, of th( Aerodynamic Testing Laboratory ASA-L. at the Institute of Aeronautics and Space - IAE at the Aerospace Technical Center - CTA The methodology employed is tha recommended by the international metrological organizations. The calibration procedure o the multi-component balance which employs multivariate regression is presented here. Th standard uncertainty components resulting ftom the curve fit are later used to estima te tb uncertainty in forces and moments acting on the model which is being tested. A compariso is made between the method proposed here and that used in TA-2. This document aIs presents the measurement methodology of the flow parameters such as static. dynamic 8IJ total pressure and temperature. density. velocity. Reynolds and Mach numbers. The em sources which contnoutes to the uncertainty of the measurements are stated. TI corrections in the aerodynamic loads due to the variation of the dynamic pressure, to ti position of the model, and to the tare and interference are applied. The functior relationships of the measured quantities are presented, together with the combin expression ofthe uncertainty, in accordance with the standards adopted by the intemational metrological community. The object ofthis study is to contribute to the development ofthe science and the techniques of measurement which are applicable to subsonic wind tunnel tests. The study carried out in this thesis helps the laboratory staff to identify the errors which compromise the uncertainty leveI required by the experimento It serves as a guide as to which measwnent procedures should be adopted to achieve the required results / Doutorado / Materiais e Processos de Fabricação / Doutor em Engenharia Mecânica

Os silos metálicos cilíndricos de chapa corrugada e cobertura cônica são as unidades mais utilizadas no Brasil para o armazenamento de produtos granulares. As principais ações variáveis que atuam sobre os silos são as pressões devidas aos produtos armazenados e ao vento, sendo esta ação crítica quando o silo se encontra vazio. Devido à grande eficiência estrutural da forma cilíndrica e à resistência elevada do aço, estas estruturas são leves e delgadas e, portanto, suscetíveis a perdas de estabilidade local e global e arrancamento. Com a finalidade de avaliar estes efeitos foram realizados estudos teóricos e experimentais sobre as ações do vento em silos. O trabalho foi desenvolvido com ensaios de modelos aerodinâmicos e aeroelásticos em um túnel de vento na Universidade de Cranfield, Inglaterra, com o objetivo de determinar os coeficientes aerodinâmicos no costado e na cobertura. Os resultados mostram que os valores dos coeficientes recomendados pela Norma Brasileira de vento, NBR 6123 (1990), são adequados para o costado. Para a cobertura cônica, como não são especificados pela NBR, são recomendados valores dos coeficientes aerodinâmicos determinados nos ensaios. Conclui-se também que a colocação externa das colunas é a favor da segurança e que o uso de anéis enrijecedores no costado é indicado e muito importante para a estabilidade local e global da estrutura do silo. / The steel cylindrical silos made of corrugated sheets with conical roofs are the most used units to the storage of granular materials. The main silo loads are the pressures due to the stored material and to the wind, being this action the critical one when the silo is empty. Due to the high efficiency of the cylindrical form and to the high strength of the steel, these structures are thin and light-weight and, as a consequence, susceptible to the loss of local and global stability and to the pull out of the structure. With the aim to assess these effects related to the wind loading in silos, some theoretical and experimental studies were conducted. The work was carried out with aerodynamic and aeroelastic models tested in a boundary layer wind tunnel in the University of Cranfield, England, with the objective to determine the aerodynamic coefficients of the cylinder and the conical roof. The results show that the coefficients of the Brazilian Code of wind loads, NBR 6123 (1990), are adequate to the cylinder. The coefficients to the conical roof are suggested based on our tests, considering that there are no values specified by the NBR. As well it is concluded that the outside columns is on the side of safety and it is indicated the use of wind rings attached to the cylinder, which are very important to the local and global stability of the silo structure.

Este trabalho apresenta uma metodologia para a extensão do Método da Rede Turbilhonar Generalizado na obtenção da evolução temporal dos coeficientes de força e momento aerodinâmicos em regime de vôo supersônico não estacionário. É utilizado um modelo linearizado das equações básicas da mecânica dos fluidos para a obtenção da resposta indicial de asas planas e sem espessura. Os resultados são comparados aos existentes na literatura, obtidos por meio de cálculos analíticos, demonstrando a validade do método. São estudadas as influências das características geométricas da asa e do número de Mach na resposta aerodinâmica a uma variação em degrau de ângulo de ataque. Devido à linearidade do modelo, os resultados obtidos podem ser utilizados na obtenção da resposta a um movimento qualquer, por meio do princípio da superposição e da aplicação da integral de Duhamel.

O objetivo do trabalho é elaborar e validar um código computacional para a determinação da Polar de Arrasto classe 2 de aeronaves que produza resultados com a melhor aproximação possível com a realidade para a utilização durante a fase de ante-projeto. Utiliza-se da metodologia do Dr. Jan Roskam como fonte principal de informação porém, para se alcançar o objetivo proposto, também são utilizadas as metodologias provenientes do TsAGI - Rússia, do Dr. Egbert Torenbeek, do Dr. Sighard F. Hoerner e de artigos referentes ao assunto sempre que identificado deficiência na metodologia principal. A estrutura do código é desenvolvida em ambiente MATLAB e executa os cálculos da forma bottom-up, ou seja, analisando os efeitos aerodinâmicos, geométricos e ambientais no arrasto de todos os componentes da aeronave para posteriormente somar seus resultados e obter a polar de arrasto classe 2 da aeronave completa. A validação dos resultados obtidos para quatro aeronaves EMBRAER revelou, de uma forma geral, diferenças em relação à realidade inferiores a 7% nos valores de arrasto total, um bom valor para a fase de ante-projeto, demonstrando que o código computacional desenvolvido é uma útil contribuição para situações que requerem estimativas rápidas e confiáveis do arrasto de aeronaves.

Unsteady phenomena like flutter, buffeting, rapid maneuvers in flight and gust entry are usually modeled and studied by a theoretical treatment involving potential flow methods. The resulting equation from this approach is the governing differential equation for general non-steady, non-viscous, potential flow known as convected wave equation. The disturbance, represented in this equation by the velocity potential, is propagated as wave which spreads at a rate equal to the local speed of sound. Linearization on the basis of small disturbances in a uniform stream of compressible fluid is made upon the equation by the procedure of retaining first order terms. Elementary solutions for this simplified equation recognized as primary extension of the concepts of source, sink, vortex and doublet, used together with boundary conditions associated with the governing equation, enables proper treatment for understanding and tackling non-steady aerodynamic problems. This thesis presents a numerical solution for the aerodynamics lift coefficient of a thin airfoil in arbitrary motion in a uniform, compressible, subsonic flow field. Distribution of vortex type elementary solutions of the convected wave equation is used together with a time function that schedules the vortex strength in time to represent in effect the arbitrary vortex moving along a chosen path. A field point is then influenced by the continuous disturbances generated by the vortex with a delay relative to the time of action of the same vortex. A fixed coordinate system in space relative to the body is chosen. So the body is fixed in a moving flow. The analytical vortex solution is presented together with the appropriate transformation variables needed to treat the problem.

Os requisitos de certificação aeronáutica estão cada vez exigentes, fazendo com que os fabricantes aeronáuticos realizem análises mais complexas e de maior abrangência de seus produtos. Em linhas gerais, as companhias aéreas escolhem aeronaves mais confortáveis e com menor custo operacional. Dentro deste cenário, os fabricantes de aeronaves têm procurado aperfeiçoar suas ferramentas de anteprojeto, pois é nessa fase onde se definem as principais características da aeronave. Nessa fase melhorias estão cada vez mais ligada à utilização de ferramentas computacionais que se mostram mais atraentes em termos de custo/benefício, quando comparadas com ensaios em túneis de vento e em vôo, por exemplo. As análises computacionais são feitas objetivando-se obter a melhor configuração, reduzindo os custos de desenvolvimento, possibilitando direcionar os ensaios práticos para a comprovação dos resultados computacionais e obtenção dos primeiros bancos de dados aerodinâmicos. O presente trabalho tem por objetivo apresentar uma metodologia de projeto e otimização multidisciplinar (MDO) para projeto de fuselagem dianteira de aeronaves de transporte, buscando a minimização do seu arrasto (calculado através dos atuais modelos de cálculo numérico) e minimização do peso estrutural. Para isso, inicialmente, resultados de simulações realizadas em diversas formas de fuselagens onde são calculados valores de peso e coeficientes de arrasto são utilizados na construção de um banco de dados. Em seguida, um tratamento estatístico validou um metamodelo que levará a configuração ótima. A metodologia proposta se mostrou satisfatória apresentando redução tanto do arrasto quanto do peso para o modelo ótimo.