A redução dos impactos ambientais ocasionados pela operação de aeronaves vem sendo alvo de interesse. Neste contexto, insere-se a redução dos níveis de ruído permitidos em pousos e decolagens devido ao crescimento do número de residências próximas a aeroportos. Nessas regiões, há sensores estrategicamente localizados capazes de medir o ruído, acarretando pesadas multas aos operadores caso desrespeitem certos limites. Isto exige que sejam encontradas alternativas para aeronaves cujos projetos são antigos, quando limites impostos pelas autoridades aeronáuticas eram mais brandos. Uma medida é atuar sobre os comandos da aeronave, executando procedimentos de decolagem e pouso com nível de ruído percebido EPNL ("Effective Perceived Noise Level") em dB reduzido. Neste trabalho analisa-se a trajetória de decolagem em busca de uma solução ótima que minimiza o ruído no ponto de interesse nesta fase de vôo. A dinâmica do problema é modelada através de equações diferenciais de movimento tridimensional e massa da aeronave concentrada, sem levar em conta sua dinâmica de corpo rígido já que esta não influencia no modelo de predição de ruído. Considera-se como fonte de ruído apenas os motores. Através de restrições não lineares, garante-se que a trajetória otimizada respeita limites físicos da aeronave. A atmosfera é modelada sem vento e segue o modelo de atmosfera padrão da ICAO, amplamente utilizado pela indústria em cálculos de desempenho. Por sua vez, o modelo dos motores é construído com curvas de tração em função de altitude e Mach de vôo, as quais provêm de dados conhecidos de motores reais, cujos valores serviram para ajustar um modelo termodinâmico teórico de motor turbojato. Parâmetros do modelo como a massa da aeronave, suas dimensões e suas características aerodinâmicas foram tomadas de um avião bimotor a jato de pequeno porte, cujos dados foram encontrados na literatura. Isto torna o modelo fisicamente similar à aeronave Bombardier Learjet 25.

O objetivo deste trabalho é o estudo da esteira formada atrás de um modelo de ônibus, devido à variação da superfície frontal do modelo. Desta maneira, deseja-se verificar as influências que esta provoca no veículo, principalmente na região do escoamento na traseira do mesmo. A primeira parte deste trabalho teve como objetivo a determinação experimental dos coeficientes de arrasto, força lateral e momento de guinada de um modelo de ônibus cuja, parte frontal podia ser modificada. Os ensaios foram realizados para ângulos de guinada no intervalo de -15 e 12 utilizando para estes ensaios de uma balança de 3 componentes especialmente projetada para obter os esforços aerodinâmicos. Foram testadas cinco diferentes configurações de maneira a se determinar a influência das inclinações das superfícies lateral e superior. Os resultados são apresentados na forma de coeficientes aerodinâmicos em função do ângulo de guinada. Observou-se uma variação acentuada do CD com as alterações na parte frontal do veículo, porém os coeficientes de momento de guinada e de força lateral tiveram apenas pequenas modificações. Na segunda parte foram realizados os mapeamentos dos campos de velocidade média e de flutuação (valor RMS), utilizando-se um anemômetro de fio quente conectado a um sistema de posicionamento de 3 eixos. Este mapeamento foi realizado para diferentes valores do ângulo de guinada, de maneira a se obter as variações que ocorrem na esteira. Por fim, foi realizado um estudo do impacto causado pela instalação de elementos de interferência na base do modelo. Medidas de pressão na base também foram realizadas com o objetivo de se correlacionar as mudanças na esteira com alteração na distribuição de pressão na base do modelo quando fixadas as placas divisórias.

Multi-disciplinary Design Optimization highly demands computational resources, therefore it is important to develop design tools with low computational cost without compromising the fidelity of the model. The main goal of this work was to establish a methodology of training artificial neural networks for specific purposes of aircraft aerodynamic design, in order to substitute a computational fluid dynamics software in an optimization framework. This neural network would predict the lift and drag coefficients for an airliner';s wing-fuselage configuration based on its planform, airfoil, and flight condition parameters. This work also aimed to find the structure and the size of the network that best suits this problem, setting up references for future works. The aerodynamic database required for the neural network training was generated with a full-potential multiblock code. The training used the back propagation algorithm, the scaled conjugate gradient algorithm, and the Nguyen-Widrow weight initialization. Networks with different numbers of neurons were evaluated in order to minimize the regression error. The optimum networks reduced the computation time for the calculations of the aerodynamic coefficients in 4000 times when compared with the full-potential code. The average absolute errors obtained were of 0.004 and 0.0005 for lift and drag coefficients, respectively. We also propose an adapted version of the back propagation algorithm that allows the computation of gradients for optimization tasks using the artificial neural networks.

A presente dissertação trata da questão importante sobre dispersão no cálculo do coeficiente de arrasto associado a malhas computacionais em aplicações aeroespaciais. Este tema tem sido amplamente discutido na comunidade de Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD) na última década. Determinar com precisão o valor do coeficiente de arrasto de uma configuração sempre foi um dos maiores problemas em CFD na indústria aeroespacial. Tão importante quanto conhecer a grandeza que se deseja calcular é também conhecer quão preciso somos em determinar essa quantidade. Na indústria aeroespacial, programas computacionais baseados nas equações de Navier-Stokes com média de Reynolds (RANS) e malhas computacionais não estruturadas do tipo hexaédricas e do tipo tetraédricas com camadas de prisma para a camada limite aparecem como uma abordagem eficiente. Neste contexto, o presente trabalho conduz estudos de maneira a identificar e a entender as dispersões no cálculo do coeficiente de arrasto causadas por modificações na topologia da malha computacional, utilizando um único código de CFD. A fim de atingir tal objetivo, a asa ONERA-M6 foi escolhida como caso teste deste estudo por representar uma geometria simples e, assim, tornando mais clara a identificação do problema em questão. Com o objetivo de simplificar ainda mais o problema, as simulações não possuem arrasto induzido, que neste caso significa que o ângulo de ataque é zero para todos os casos. Dois números de Mach foram escolhidos para serem investigados neste estudo, Mach 0,3 e 0,8, por representarem regimes subsônico e transônico, respectivamente. Os estudos consideram um número de Reynolds igual a 3 milhões, que é tipicamente usado na indústria aeroespacial durante os estudos experimentais em túnel de vento. As dispersões no cálculo de arrasto encontradas neste estudo foram discutidas e investigadas com o objetivo de identificar as regiões da asa de maior contribuição da dispersão total e, também, apontar as diferenças na malha superficial e volumétrica que poderiam contribuir para tais dispersões. Baseado nos resultados obtidos neste trabalho, foi possível identificar a precisão no cálculo do coeficiente de arrasto de uma configuração simplificada, devido às modificações na topologia da malha que podem ser associadas a variações geométricas em um estudo de otimização aerodinâmica.

Orientador: Ulisses Rocha Antuniassi / Banca: João Paulo Arantes Rodrigues da Cunha / Banca: Fabio Henrique Rojo Baio / Banca: Carlos Gilberto Raetano / Banca: Caio Antonio Carbonari / Resumo: A pulverização aérea é uma técnica de aplicação com grande demanda de uso devido a seu elevado rendimento operacional e eficiência. Pesquisas voltadas para essa área são cada vez mais necessárias, para um melhor entendimento do comportamento de cada técnica de aplicação de defensivos nas condições operacionais de aplicação aérea. O objetivo deste trabalho foi avaliar a interferência de adjuvantes e formulações nas caraterísticas físico químicas da calda, espectro de gotas gerados pela ponta de jato plano de impacto CP-03 em diferentes ângulos de saída durante a simulação da aplicação aérea de inseticidas em condições de laboratório. Selecionou-se o inseticida lambda- cyhalothrin em duas formulações, concentrado emulsionável (EC) e suspensão concentrada (SC), cujas doses recomendadas em bula foram diluídas para uma taxa de aplicação de 28,1 L ha-1 (equivalentes a 3 galões americanos por acre). Foram utilizados dois adjuvantes em mistura com o inseticida, sendo um óleo vegetal e um surfatante. Executaram-se três experimentos, em delineamento inteiramente casualizado, a fim de verificar a influência das soluções na interação com o ângulo defletor de 30 o (experimento 1), na interferência com o ângulo defletor de 55 o (experimento 2) e com o ângulo de 90 o (experimento 3), configurando um fatorial de 2 x 3 (2 formulações x 3 soluções), 6 caldas por experimento (cada um dos inseticidas de maneira isolada e em mistura com os dois adjuvantes) para conhecimento do comportamento dessa... (Resumo completo, clicar acesso eletrônico abaixo) / Abstract: Aerial spraying is an application technique with high demand because of its high operational efficiency and efficiency in hard areas to access. Research on this area is increasingly necessary, in order to better understand the behavior of each technique for the application of pesticides in the aerial application operational conditions. The objective of this work was to evaluate the interference of adjuvants and formulations in the spectra of drops generated by the CP-03 plane impact jet tip in the simulation of the aerial application of insecticides under laboratory conditions The active ingredient insecticide lambda-cyhalothrin was selected in two formulations, emulsifiable concentrate (SC) and concentrated suspension (EC), with an application rate of 28.1 L ha-1 (equivalent to 3 US gallons per acre). Two adjuvants were used in combination with the insecticides, being a vegetable oil and a surfactant. Three experiments were carried out in a completely randomized design, in order to verify the influence of the solutions on the interaction with the deflecting angle of 30 (experiment 1), on the interference with the deflecting angle of 55 (experiment 2) and with the angle 90 (2 formulations x 3 adjuvants), 6 samples per experiment (each of the insecticides in an isolated manner and in a mixture with the two adjuvants) to know the behavior of these variables. The CP-03 nozzle has been adjusted at each of the three possible angles of the bulkhead (30, 55 and 90o). The CP-03 nozzle was adjusted at each of the three possible angles of the bulkhead (30, 55 and 90 °). In this way, a 6 x 3 factorial (six treatments x three angles) was set up, totaling 18 treatments, with 3 replicates. The spraying was performed in a high-speed wind tunnel, adjusted to 180 km h-1, where the spectra of the droplets were obtained through a Sympatec HELOS / VARIO KF laser diffraction particle analyzer ... / Doutor

Orientador: Silvano Bianco / Banca: Lilian Lúcia Costa / Banca: Giorge França Gomes de Carvalho / Banca: Pedro Luís da Costa Aguiar Alves / Banca: Rouverson Pereira da Silva / Resumo: Esta Tese nasceu de duas grandes oportunidades, avaliar o espectro de gotas pelo método de difração laser em túnel de vento de alta velocidade na Universidade de Nebraska-Lincoln (EUA) e contribuir com o desenvolvimento comercial do produto Herbiciclo Duo® da fabricante de pulverizadores Herbicat. As hipóteses que: (1) os adjuvantes agrícolas a base de polímero em mistura com herbicidas podem mitigar a deriva de gotas em aplicações aéreas e (2) o sistema de aplicação localizada WeedSeeker® é eficaz, preciso e economicamente viável foram usadas como base deste estudo. Foram avaliados cinco adjuvantes polímeros em mistura em tanque com os herbicidas 2,4-D e picloram quanto à deriva sob condições de pulverização aérea. Já, o sistema de aplicação localizada WeedSeeker® foi avaliado embarcado em quadriciclos para controle de plantas daninhas na entrelinha da cana-de-açúcar em função do tamanho de plantas, velocidade de aplicação, condições de irradiância e doses do herbicida glyphosate. Espera-se com este estudo apresentar estratégias para difundir práticas mais sustentáveis de intervenção fitossanitária em curto, médio e longo prazo. / Abstract: This thesis was created from two great opportunities, to evaluate the droplet spectra by using high speed wind tunnel laser diffraction method at the University of Nebraska-Lincoln (USA) and to contribute to the commercial development of the Herbiciclo Duo® product, produced by Herbicat sprayer manufacturer. The hypothesis that: (1) polymer adjuvants tank mixture with herbicides can mitigate spray drift under aerial applications and (2) the WeedSeeker® spot spray system is effective, accurate, and economically feasible were used as the basis for this study. The effect of five polymer adjuvants tank mixture with 2,4-D and picloram herbicides were evaluated due spray drift under aerial application conditions. The WeedSeeker® spot spray system was evaluated on quadicycle for weed control on sugarcane interrow due to plant size, speed track, irradiance conditions and glyphosate herbicide doses. It is hoped that this study presents strategies to disseminate more sustainable practices of phytosanitary intervention in the short, medium and long term. / Doutor

Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Departamento de Engenharia Mecânica, 2011. / Submitted by Shayane Marques Zica (marquacizh@uol.com.br) on 2011-09-13T19:13:31Z No. of bitstreams: 1 2011_ThiagoFernandesOliveira.pdf: 4245386 bytes, checksum: 1a6804b340c8e4f82fe6c1591dffe1e9 (MD5) / Approved for entry into archive by LUCIANA SETUBAL MARQUES DA SILVA(lucianasetubal@bce.unb.br) on 2011-10-04T16:16:42Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2011_ThiagoFernandesOliveira.pdf: 4245386 bytes, checksum: 1a6804b340c8e4f82fe6c1591dffe1e9 (MD5) / Made available in DSpace on 2011-10-04T16:16:42Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2011_ThiagoFernandesOliveira.pdf: 4245386 bytes, checksum: 1a6804b340c8e4f82fe6c1591dffe1e9 (MD5) / O objetivo deste trabalho é o estudo experimental de um perfil aerodinâmico NACA 0018 em movimento angular em túnel de água. Os coeficientes de sustentação, arrasto e momento de arfagem foram medidos estaticamente e dinamicamente (durante a movimentação angular do perfil) através de uma célula de carga desenvolvida especificamente para este estudo. O software LabView foi utilizado para a aquisição de dados e controle do experimento. Os ensaios foram realizados para os números de Reynolds iguais a 97.000, 124.000 e 150.000 para os casos estáticos e 124.000 e 150.000 para os casos dinâmicos com velocidades angulares do perfil iguais a 0,06, 0,13 e 0,19 rad/s. Os resultados dos ensaios estáticos foram comparados com a literatura apresentando boa concordância. Os ensaios dinâmicos foram realizados para a verificação do fenômeno de estol dinâmico. Os resultados foram comparados entre os diferentes números de Reynolds. A influência das diferentes velocidades angulares nos casos dinâmicos também foi evidenciada comparando-se inclusive com o caso estático. A visualização do escoamento também foi realizada para complementar a análise. _______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The objective of this work is the experimental study of a NACA 0018 airfoil in angular movement in a water tunnel. The lift, drag and pitching moment coefficients were measured statically and dynamically (along the airfoil's angular movement) through a load cell specifically designed for this study. The LabView software was used for the data acquisition and control of the experiment. The tests were performed for Reynolds numbers equal to 97,000, 124,000 and 150,000 for the statics cases and 124,000 and 150,000 for the dynamics cases with angular velocities of the airfoil equal to 0.06, 0.13 e 0.19 rad/s. The results of the statics tests were compared with the literature with good agreement. The dynamic tests were performed to verify the phenomenon of dynamic stall. The results were compared between the different Reynolds numbers. The influence of the angular velocities in the dynamics cases was also evidenced comparing including with the static case. The flow visualization was also performed to complement the analysis.

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.

O estudo se inicia com a definição dos conceitos da decolagem na qual se descrevem as fases da decolagem e as várias velocidades de referência regulamentadas pelo FAR 25. Segue-se o estudo com o modelamento matemático da decolagem através das equações que descrevem o movimento longitudinal da aeronave. Fazem-se, em seguida, simplificações do modelo longitudinal e, finalmente, comparações entre os resultados dos modelos. Os resultados obtidos desse modelo são as distâncias de decolagem e de aceleração e parada nas condições monomotora e bimotora. No modelo longitudinal são levados em consideração os coeficientes de estabilidade longitudinal do avião, enquanto que no modelo simplificado esses valores não são necessários. Porém, neste último, são necessários dados de ensaio em vôo do avião para que seja possível o cálculo da distância na fase de transição da decolagem. O principal objetivo é a comparação entre os resultados do modelo longitudinal que descreve a dinâmica do avião e os resultados do modelo simplificado, durante a decolagem. O modelo simplificado apresentou resultados satisfatórios, pois as distâncias de decolagem foram calculadas com dados de ensaios em vôo, ou seja, são resultados que refletem diretamente o desempenho real da aeronave. No modelo longitudinal observou-se, pelas variáveis ângulos de ataque, de arfagem e de trajetória, que a técnica de pilotagem é um parâmetro que afeta bastante a estabilidade da aeronave durante a decolagem. Foi necessário implementar um controlador PID para simular a técnica de pilotagem e garantir a convergência em termos de estabilidade do avião. Na comparação dos resultados observou-se que os dois modelos apresentam diferenças nas distâncias dos subtrechos do processo de decolagem, tanto no caso monomotor e bimotor. Essas diferenças podem ser atribuídas principalmente por não se considerar o efeito solo no modelo longitudinal. Além disso, no caso monomotor, não se considerou a assimetria de tração, que é um fator importante na dinâmica látero direcional do avião. Os estudos podem ser aprimorados em trabalhos futuros com a implementação do efeito solo e da modelagem da dinâmica látero direcional do avião.

The present work discusses the application of neural networks for the accurate prediction of aerodynamic coefficients of airfoil and wing-body configurations. Meta-models based on neural-network are able to handle non-linear problems with a large amount of variables. In this highlight, an efficient methodology employing neural networks for predicting aerodynamic coefficients of generic aircraft was developed. Basic aerodynamic coefficients are modeled depending on angle of attack, number of Mach, Reynolds number, and the lift coefficient of the configuration. A database is provided for the neural network, which is initially trained to learn an overall non-linear model dependent on a large number of variables. A new set of data, which can be relatively sparse, is then supplied to the network to produce a new model consistent with the previous model and the new data. The new model is able to accurately estimate in the sparse test data points and thus the obtaining of a result for a generic configuration is relatively an easy and quick task. Because of this, the methodology is highly suited to be incorporated into a multi-disciplinary design and optimization framework, which make extensively use of aerodynamic calculation for using in other applications, to evaluate performance and loads, besides other core tasks. A Multilayer Perceptrons (MLP) network was designed and employed for predicting drag polar curves of generic airfoils for a given Mach and Reynolds number variation. Airfoil geometry is modeled by polynomial functions described by twelve variables.