Este trabalho analisa a estabilidade em "flutter" de pás de rotores de helicóptero em vôo pairado. Inicialmente, descrevem-se as fontes de acoplamento dos vários modos de vibração da pá de um helicóptero e as possíveis instabilidades advindas destes acoplamentos. A teoria correspondente à instabilidade em "flutter", resultante do deslocamento do centro-de-massa do elemento-de-pá em relação ao eixo de mudança-de-passo, é apresentada em detalhes para os casos de uma pá rígida e flexível de um helicóptero em vôo pairado e com excentricidade de batimento. As equações de movimento acopladas de ambos os casos são implementadas computacionalmente e os resultados numéricos das fronteiras de estabilidade em divergência e "flutter", obtidos para o caso da pá rígida, e dos diagramas de freqüência e de razão-de-amortecimento, obtidos em função do centro-de-massa equivalente para os casos da pá rígida e flexível, são comparados com os dados apresentados nos relatórios de homologação de uma aeronave recentemente certificada pelo Instituto de Fomento e Coordenação Industrial do Centro Técnico Aeroespacial.

As indústrias aeronáuticas cada vez mais utilizam materiais compósitos na estrutura primária das aeronaves, visando a redução do peso e redução no tempo de produção da mesma. A sociedade, representada pelas agências de homologação aeronáutica, exige níveis de segurança crescentes na atividade de transporte aéreo. A complexidade no cálculo das cargas dinâmicas para as diversas condições requeridas pelos regulamentos, devido a utilização de programas de computador capazes de considerar todas as variáveis envolvidas. Este trabalho apresenta uma metodologia para o cálculo da velocidade de instabilidade aeroelástica que utiliza uma formulação de elementos finitos, adequada aos materiais compósitos constituídos de múltiplas camadas ortotrópicas de dupla curvatura. As freqüências de vibração livre e os respectivos modos são determinados a partir da rigidez e da massa dos elementos. As forças aerodinâmicas são determinadas, no regime subsônico, utilizando a teoria do escoamento potencial não estacionário linear, artavés de algoritmos de alta precisão com as mais recentes formulações desenvolvidas. Os resultados numéricos, referentes a asas retangulares planas, São comparados com resultados experimentais. Adicionalmente são apresentados resultados numéricos para as asas retangulares constituída de laminado com orientação arbitrária.

The present work is concerned with studying fluid-structure interaction problems using a high-fidelity representation for the fluid. In particular, the research aims to analyze the aeroelastic behavior of rigid airfoils and cylinders with elastic constraints, with emphasis in the effects of the inclusion of viscous terms in the aerodynamic formulation. The aerodynamic operator is constructed from the results of flow simulations using a computational fluid dynamics (CFD) tool which solves the 2-D Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations with appropriate turbulence closures. Both low and high Reynolds number flow conditions are addressed in the present investigation. An in-house developed CFD solver is used for the simulations. Studies of low Reynolds number flows are directed towards addressing the physical phenomena present in the wake of cylinders, as well as their effects on the bodies present in the flow. The typical applications of interest in such cases are vortex-induced vibration problems which can arise in many practical scenarios, ranging from satellite launch vehicles at the launch platform to underwater risers in the petroleum industry. The study of such low Reynolds number flows has also been used as a building block in the process of developing the computational tools for addressing the fluid-structure interaction problems of interest here, since the computational requirements in such cases are much less stringent. Studies performed at high Reynolds number flows are directed towards typical aeroelastic stability analyses of lifting surfaces at transonic conditions. The aeroelastic system of interest is represented by a rigid NACA 0012 airfoil-based typical section with both plunge and pitch elastic degrees of freedom. Root locus stability analyses of the aeroelastic system are performed in order to predict the flutter onset point for a given flight condition. Results obtained in the present work indicate that the simulation capability implemented is adequate for handling the fluid-structure interaction problems of interest. However, as expected, computational requirements become very severe for the high Reynolds number flows and several numerical techniques have to be brought to bear in order to allow treatment of such aeroelastic problems in a sufficiently efficient manner.

This dissertation aims to apply piezoelectric materials as actuator and sensor to perform aeroelastic analysis. Two semi-span wing models based on flat plates with different characteristics were tested using PZT (Lead Zirconate Titanate) as actuator, PVDF (Polyvinylidene Fluoride) as sensor and the results were compared with vibrometer laser results. An aluminum model with a ballast on the wing tip, whose its location can be modified was tested in experimental modal analysis. Using the aluninum model, an investigation about aeroelastic behaviour was conducted in wind tunnel and the V-g/V-f diagram determined. This diagram shows the aeroelastic evolution of the natural frequencies and damping as function of speed (or dynamic pressure). In this aeroelastic analysis, the ability of the PVDF in determining the V-g/V-f diagram was evaluated. A numerical model of composite flat plate was generated considering the piezoelectric instrumentations. The second specimen tested corresponds to composite wing models that are based on laminate composite flat plate. Five models with different fiber orientations were tested in (pure) experimental modal analyses and wind tunnel, hence, the capability of excitation of PZT was verified. Good results were obtained regarding the estimation of natural frequency and damping factor using a single PVDF element. The application of PZT as actuator in the wind tunnel test showed improvement on the data acquisition in terms of noise. However, were observed some characteristics that require careful. As support to experimental tests, several studies were performed.

This work deals with several computational methodologies for the aeroelastic study of flexible aircraft wings on a preliminary design phase. An in-house vortex lattice method code named VLM4FW has been implemented with correction of sidewash and backwash effects to take into account the aeroelastic deformation of the wing in bending and torsion. In addition, corrections on the spanwise distribution of induced drag based on the cross-flow energy in the wake have been included. This code has been also programmed to be coupled in a co-simulation scheme with Abaqus for aeroelastic geometrical non-linear simulations and compute steady flight loads. Then, based on the deformed wing configuration new natural frequencies and mode shapes are extracted in MSC.Nastran with the solution sequence SOL 103. Flutter studies are next performed using the ZONA6 g-Method in ZAERO to analyze the dynamic aeroelastic instability and evaluate the results compared to the undeformed initial wing shape. Several case studies have been adopted to validate the VLM4FW program with rigid and flexible wings, such as the AE-249 and GNBA aircraft. Depending on the wing aspect ratio and flexibility, the results obtained give a clear idea of how important is the deformed configuration for the study of dynamic aeroelastic instabilities. The fact of considering the initial wing shape to perform a flutter analysis can lead to large errors in the estimated critical speeds, and even worse, overestimate the real values. Flutter analyses based on geometrical nonlinear deformed wings are assumed to be conservative for the preliminary design condition and are expected to provide better results as technological advances introduce higher aspect ratios on very flexible wings.

A identificação de mecanismos modais é uma tarefa que requer um grande esforço ao se considerar geometrias complexas. O uso de materiais inteligentes como tecnologia nesse tipo de identificação vem sendo bastante difundido, principalmente o uso de sensores piezelétricos, como o piezo-fiber composite (PFC). Esse tipo de aplicação pode se tornar uma ferramenta bastante prática no estudo de instabilidades aeroelásticas, em especial o mecanismo modal de flutter. A proposta desse trabalho é criar uma metodologia de análise de flutter simulando o desempenho de materiais piezelétricos, aderidos em laminados compósitos, como sensores modais. Inicialmente, é realizada uma análise aeroelástica da estrutura para se identificar o mecanismo e os modos dominantes para o surgimento do flutter. Em seguida, os modos identificados são detectados pelos sensores com uma determinada potência de sinal. A sensibilidade desse sinal é avaliada de acordo com a posição e configuração do laminado embebido no sensor. Para realizar essa simulação, um modelo de asa é gerado e suas frequências naturais e modos são determinados pelo método dos elementos finitos (MEF). Com esses dados, é possível caracterizar o modelo nas equações de movimento aeroelásticas. O carregamento aerodinâmico dessas equações é obtido utilizando o método dos anéis de vórtice, do inglês: vortex lattice method (VLM). A simulação é realizada em cada velocidade de fluxo e a resposta dos sensores piezelétricos é obtida no domínio do tempo e domínio da freqüência para se analisar a potência do sinal. Foi realizada uma prévia análise de um modelo de asa representado por uma placa e as configurações de maior potência de sinal são identificadas. A posição dos sensores se demonstrou mais sensível do que a configuração do laminado e a utilização de apenas um sensor foi suficiente para identificação do mecanismo modal, o que pode tornar essa tecnologia viável em ensaios de flutter em estruturas de material compósito. / For complex aeronautical structures, modal mechanism identification requires a great deal of effort. The use of smart materials has been developed in this application, mainly the sensor application with piezo-fiber composites (PFC). It can become a useful tool in aeroelastic instabilities studies, especially on flutter modal mechanism. This work intends to develop a methodology of flutter analysis evaluating the piezoelectric materials performance, using composites impregnation effects, and working as a modal sensor. First, one aeroelastic analysis is done to identify the flutter mechanism and its dominant modes. Then, it modes is detected by sensors with some specific power of electric signal, whose sensitivity is evaluated according with position and embeeded laminate configuration. This simulation uses a plate model representing a wing, whose natural frequencies and modes are determined by finite element method (FEM). So, given this data, is possible to define the wing model using an equation of motion, whose aerodynamic load is obtained by vortex lattice method (VLM). That equation is solved step by step, for each airspeed considered, then, the PFC response is obtained both in the frequency and time domain. The analysis was done using a metric that qualifies the best configuration according with the power of signal. The sensor position was more significant than the laminate configuration; however, the use of only one sensor is sufficient to identify the modal mechanism, which becomes this technology feasible in flutter test of composite structures.

The objective of this work is to investigate the flutter phenomena experimentally, which will unify high aspect ratio wings design for wind tunnel flutter tests (Dowell and Tang, 2002), cheaper aeroelastic models construction and a procedure used by Sheta, Harrand, Thompson and Strganac (2002) to identify the flutter onset power spectral density versus the frequency. Initially, an experimental model developed by Dowell and Tang (2002) has been considered as a baseline model and, from this point, two new models with different wing configurations were determined, including the slender body at wing's tip, which is the idea extracted from Dowell's work, so that the torsion and bending modes are coupled (torsional moment of inertia reduction). The aeroelastic model can be divided into two parts: First, the wings structural dynamic models are computed using the finite element method implements in NASTRAN solver. sequently, ZAERO software is employed to compute the aeroelastic model. Unsteady aerodynamic loading is computed through a lifting surface interference method known as ZONA 6. The wing models defined as test beds will be constructed and tested in different wind tunnels, including open and closed tests section types. The power spectral density approach might be employed as a way to identify flutter. The output signal from an accelerometer placed in the wing structure allows, through its power spectral density computation, the identification of flutter onset condition and the corresponding undisturbed flow speed. The PSD function increase means flow energy extraction, a condition to have flutter. Experimental flutter speeds are close to the theoretically computed ones by ZAERO. From these observations, it is possible to validate the aeroelastic theoretical model in a small disturbance context. After flutter onset , the limit cycle oscillations are observed, fed by freestream energy extraction. The aeroelastic models under investigation in this research are excellent models for nonlinear aeroelastic phenomena behavior study.

Este trabalho tem como objetivo o estudo da fronteira de estabilidade aeroelástica de painéis aeronáuticos, curvos ou planos, sujeitos ao efeito de enrijecimento provocado pelo atuador piezoelétrico (PZT). Empregou-se o Princípio de Hamilton para a obtenção das equações de equilíbrio e das condições de contorno do problema. O método dos elementos finitos foi empregado para a solução das equações. Consideraram-se painéis manufaturados em material composto (boro-epóxi) ou em material convencional (alumínio 2024-T3) e duas camadas de material piezoelétrico (PZT-5A), uma na face superior e outra na face inferior da placa. Aplicou-se voltagem no atuador piezoelétrico e determinou-se a pressão dinâmica correspondente à condição de ocorrência de flutter da estrutura. A análise foi estendida para várias configurações do painel, onde foram investigados: a variação do alongamento da placa, o efeito da curvatura, a influência do ângulo de laminação da placa, a influência das condições de contorno, o efeito da voltagem inversa e o efeito da variação de espessura do painel. O estudo mostrou que a tensão mecânica induzida pelo efeito piezoelétrico aumenta a velocidade de ocorrência do flutter, estabilizando a placa. Este enrijecimento da estrutura está relacionado à voltagem aplicada nos atuadores e aos parâmetros geométricos da placa. Desta forma, pode-se controlar a velocidade de ocorrência de flutter através do controle da voltagem aplicada e no projeto adequado das propriedades geométricas do painel.

A linearização da equação do potencial de velocidades é feita com base na hipótese de pequenas perturbações, uma vez que é válida para o caso em que tem-se um perfil ou asa finos oscilando em alta freqüência dentro de um escoamento sônico uniforme. O fluido é considerado perfeito e barotrópico e o escoamento é considerado irrotacional, o que permite utilizar a equação do potencial completo para descrever o campo do escoamento. Após linearizar a equação do potencial completo, utilizam-se transformações apropriadas para transformá-la na equação da difusão. A solução dipolo é empregada na medida em que permite determinar o valor da velocidade induzida por um painel por meio do conceito da parte finita da integral. Os resultados são verificados quanto à sua convergência e coerência com os resultados fornecidos em outros trabalhos.

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.