Esse trabalho trata da análise computacional de problemas aeroelásticos. Os casos de interesse envolvem escoamentos compressíveis em torno de estruturas de cascas de materiais compósitos laminados. A solução do problema de interação fluido- estrutura é conduzida por meio do esquema particionado denominado improved serial staggered procedure (ISS), o que permite a utilização de algoritmos independentes para a análise de cada componente do sistema. Um elemento triangular plano com três nós destinado à análise de cascas de materiais compósitos laminados é obtido com base na formulação de dois elementos de alta performance desenvolvidos para a análise de membranas e de placas. A flexibilidade ao corte transversal, a ausência de travamento por razão de aspecto em problemas com flexão no plano da casca são características do elemento. A análise dinâmica não linear é realizada através do procedimento corrotacional de conservação aproximada de energia (AECCP) que foi implementado com base na formulação corrotacional independente de elemento (element independent CR formulation – EICR). Essa abordagem permite que problemas transientes com grandes rotações e forte não linearidade geométrica sejam integrados por longos períodos de tempo, mantendo a estabilidade, a precisão e a eficiência da solução. A simulação do escoamento é realizada através do método explícito de Taylor-Galerkin de dois passos utilizando elementos finitos tetraédricos em malhas não estruturadas para a discretização espacial. As equações governantes do escoamento são dadas segundo a formulação lagrangeana-euleriana arbitrária (ALE), permitindo que malhas móveis sejam empregadas na análise dos problemas aeroelásticos. Um método simples e eficiente é adotado para a movimentação da malha do fluido com base na distância do nó às superfícies de contorno do escoamento. A utilização de malhas não coincidentes na discretização do fluido e da estrutura é possibilitada pelo emprego do esquema de projeção nodal para a transferência de informações entre os meios na região de interface. A apresentação, implementação e verificação de cada componente da ferramenta de análise é realizada independentemente graças à natureza do esquema de solução particionado. Por fim são analisados problemas de interação fluido-estrutura, onde as respostas obtidas são comparadas com resultados experimentais e numéricos de outros autores. Também são propostos e analisados novos problemas envolvendo estruturas de compósitos laminados. / This work deals with computational analysis of aeroelastic problems, specifically those related to compressible flows around laminated composite shell structures. The fluid- structure problem is solved by a partitioned scheme called improved serial staggered procedure (ISS), allowing to use independent algorithms for the analysis of each system component. A 3-node triangular flat element for laminated composite shells is obtained based on the formulation of two high performance plate and membrane elements. Shear flexibility and no aspect ratio locking on in-plane bending problems are some of the element characteristics. The nonlinear dynamic analysis is performed using the approximately energy conserving corotational procedure (AECCP), which is implemented based on the element independent corotational formulation (EICR). This approach enables long time transient problems with strong nonlinearities and large rotations to be efficiently solved while keeping stability and accuracy. The flow simulation is performed by the explicit two step Taylor-Galerkin method employing tetrahedral finite elements in unstructured meshes for the space discrezation. The flow governing equations are given in arbitrary lagrangian-eulerian formulation, enabling aeroelastic simulations with moving meshes. A simple and efficient method is adopted to move the fluid mesh based on the distance of each node to the boundary surfaces. Transference of information between non-matching fluid and structure meshes are performed by the node-projection scheme. Each component of the aeroelastic analysis tool is independently presented, implemented and verified due to the partitioned nature of the scheme adopted for the solution of the coupled system. Some aeroelastic problems are analyzed and results are compared to other experimental and numerical works. New problems of aeroelastic analysis of laminated composite structures are proposed and solved.

Os recentes desenvolvimentos na tecnologia de sistema aeronáutico de geometria variável têm sido motivados principalmente pela necessidade de melhorar o desempenho de aeronaves. O conceito de Morphing Aircraft, por meio da variação da linha de arqueamento, representa uma alternativa para sistemas aeronáuticos mais eficientes. No entanto, para aeronaves de alto desempenho, projetos com estes novos conceitos podem gerar reações aeroelásticas adversas, o que representa uma questão importante e pode vir a limitar esses novos projetos. A compreensão adequada do comportamento aeroelástico devido à variação da linha de arqueamento, particularmente em regimes transônico, compreende uma questão importante. Este trabalho consiste num estudo preliminar das consequências aeroelásticas de um sistema aeronáutico de geometria variável. O objetivo desse trabalho é explorar as repostas aeroelásticas transônicas de um aerofólio com arqueamento variável no tempo. A metodologia para análise aeroelástica é baseada num modelo de seção típica. A integração no tempo do sistema aeroelástico é obtida pelo método de Runge-Kutta de quarta ordem. A representação do escoamento transônico não estacionário foi computada por um código CFD em um contexto de malhas não estruturadas com uma formulação dada pelas equações de Euler-2D. Esses resultados preliminares podem fornecer aos projetistas informações importantes sobre as respostas aeroelásticas de um sistema aeronáutico com variação da linha de arqueamento, permitindo estabelecer um quadro adequado para futuras investigações de controle aeroelástico de sistema aeronáutico de geometria variável. / Recent developments on aircraft variable geometry technologies have been mainly motivated by the need for improving the flight performance. The morphing wing concept, by means of variable camber, represents an alternative towards more efficient lifting surfaces. However, for higher performance aircraft, this technology may lead to designs that create unsteady loads, which may result in adverse aeroelastic responses, which represents an important and limiting issue. Proper understanding of the aeroelastic behavior, particularly in transonic flight regimes, due to variations in camber comprises an important matter. This work is a primary study of aeroelastic consequences of an real-time adaptive aircraft. The objective of this work is to investigate prescribed variations to airfoil camberline and their influence to the aeroelastic response in transonic flight regime. The methodology is based on computational simulations of typical section with unsteady transonic aerodynamics solved with a Computational Fluid Dynamics (CFD) code. The time integration of the aeroelastic system is obtained by Runge-Kutta fourth order. The unsteady transonic flow was computed by a CFD code based on the 2D-Euler equations with unstructured mesh. Prescribed camber variation of a symmetrical airfoil is transferred to the CFD mesh, and aeroelastic responses and loading is assessed. These preliminary results may provide the designers valuable information on the interaction between changes in camber during airfoil aeroelastic reactions, allowing establishing an adequate framework for further aeroelastic control investigations of morphing wings.

A indústria aeronáutica vem promovendo avanços tecnológicos em velocidades crescentes, para sobreviver em mercados extremamente competitivos. Neste cenário, torna-se imprescindível o uso de ferramentas de projeto que agilizem o desenvolvimento de novas aeronaves. Os atuais recursos computacionais permitiram um grande aumento no número de ferramentas que auxiliam o trabalho de projetistas e engenheiros. O projeto de uma aeronave é uma tarefa multidisciplinar por essência, o que logo incentivou o desenvolvimento de ferramentas computacionais que trabalhem com várias áreas ao mesmo tempo. Entre elas se destaca a otimização multidisciplinar em projeto, que une métodos de otimização à modelos matemáticos de áreas distintas de um projeto para encontrar soluções de compromisso. O presente trabalho introduz a otimização multidisciplinar em projeto (Multidisciplinary Design Optimization - MDO) e discorre sobre algumas aplicações possíveis desta metodologia. Foi realizada a implementação de um sistema de MDO para o projeto de asas flexíveis, considerando restrições de aeroelasticidade dinâmica e massa estrutural. Como meta, deseja-se encontrar distribuições ideais de rigidezes flexional e torcional da estrutura da asa, para maximizar a velocidade crítica de flutter e minimizar a massa estrutural. Para tanto, foram utilizados um modelo dinâmico-estrutural baseado no método dos elementos finitos, um modelo aerodinâmico não-estacionário baseado na teoria das faixas e nas soluções bidimensionais de Theodorsen, um modelo de previsão de flutter que utiliza o método K e, por fim, um otimizador baseado no método de algoritmos genéticos (AGs). São apresentados os detalhes empregados em cada modelo, as restrições aplicadas e a maneira como eles interagem ao longo da otimização. É feita uma análise para a escolha dos parâmetros de otimização por AG e em seguida a avaliação de dois casos, para verificação da funcionalidade do sistema implementado. Os resultados obtidos demonstram uma metodologia eficiente, que é capaz de buscar soluções ótimas para problemas propostos, que com devidos ajustes pode ter enorme valor para acelerar o desenvolvimento de novas aeronaves. / The aeronautical industry is always trying to speed up technological advances in order to survive in extremely competitive markets. In this scenario, the use of design tools to accelerate the development of new aircraft becomes essential. Current computational resources allow greater increase in the number of design tools to assist the work of aeronautical engineers. In essence, the design of an aircraft is a multidisciplinary task, which stimulates the development of computational tools that work with different areas at the same time. Among them, the multidisciplinary design optimization (MDO) can be distinguished, which combines optimization methods to mathematical models of distinct areas of a design to find compromise solutions. The present work introduces MDO and discourses on some possible applications of this methodology. The implementation of a MDO system for the design of flexible wings, considering dynamic aeroelasticity restrictions and the structural mass, was carried out. As goal, it is desired to find ideal flexional and torsional stiffness distributions of the wing structure, that maximize the critical flutter speed and minimize the structural mass. To do so, it was employed a structural dynamics model based on the finite element method, a nonstationary aerodynamic model based on the strip theory and Theodorsen’s two-dimensional solutions, a flutter prediction model based on the K method and a genetic algorithm (GA). Details on the model, restrictions applied and the way the models interact to each other through the optimization are presented. It is made an analysis for choosing the GA optimization parameters and then, the evaluation of two cases to verify the functionality of the implemented system. The results obtained illustrate an efficient methodology, capable of searching optimal solutions for proposed problems, that with the right adjustments can be of great value to accelerate the development of new aircraft.

Neste trabalho, desenvolve-se um método de fronteira imersa para o estudo de escoamento compressível modelado pelas equações de Euler bidimensionais. O método de discretização de diferenças finitas é empregado, usando o método de Steger-Warming de ordem dois para discretizar as variáveis espaciais e o esquema de Runge-Kutta de ordem quatro para discretizar as variáveis temporais. O método da fronteira imersa foi empregado para o estudo de aeroelasticidade computacional em uma seção típica de aerofólio bidimensional com dois movimentos prescritos: torsional e vertical, com o objetivo de se verifcar a eficiência do método e sua aplicabilidade para problemas em aeroelasticidade computacional. Neste estudo desenvolveu-se também um programa de computador para simular escoamentos compressíveis de fluido invíscido utilizando a metodologia proposta. A verificação do código gerado foi feita utilizando o método das soluções manufaturadas e o problema de reflexão de choque oblíquo. A validação foi realizada comparando-se os resultados obtidos para o escoamento ao redor de uma seção circular e de uma seção de aerofólio NACA 0012 com os resultados experimentais, para cada caso. / In this work, an immersed boundary method is developed to study compressible flow modeled by the two-dimensional Euler equations. The finite difference method is employed, using the second order Steger-Warming method to discretizate the space variables and the fourth order Runge-Kutta method to discretizate the time variables. The immersed boundary method was employed to study computational aeroelasticity on a typical two-dimensional airfoil section with two prescribed motion: pitching and plunging, in order to verify the efficiency of the numerical method and its applicability in computational aeroelasticity problems. In this work, a computer program was developed to simulate compressible flows for inviscid fluids using the methodology proposed. The verification of the computational code was performed using the method of manufactured solutions and the oblique shock wave reflection problem. The validation was performed comparing the obtained results for flows around a circular section and a NACA 0012 airfoil section with the experimental results, for each case.

A Otimização Multidisciplinar em Projeto (em inglês, Multidisciplinary Design Optimization - MDO) é uma ferramenta de projeto importante e versátil e seu uso está se expandindo em diversos campos da engenharia. O foco desta metodologia é unir disciplinas envolvidas no projeto para que trabalhem suas variáveis concomitantemente em um ambiente de otimização, para obter soluções melhores. É possível utilizar MDO em qualquer fase do projeto, seja a fase conceitual, preliminar ou detalhada, desde que os modelos numéricos sejam ajustados às necessidades de cada uma delas. Este trabalho descreve o desenvolvimento de um código de MDO para o projeto conceitual de asas flexíveis de aeronaves, com restrição quanto ao fenômeno denominado flutter. Como uma ferramenta para o projetista na fase conceitual, os modelos numéricos devem ser razoavelmente precisos e rápidos. O intuito deste estudo é analisar o uso de metamodelos para a previsão do flutter de asas de aeronaves no código de MDO, ao invés de um modelo convencional, o que pode alterar significativamente o custo computacional da otimização. Para este fim são avaliados três técnicas diferentes de metamodelagem, que foram escolhidas por representarem duas classes básicas de metamodelos, a classe de métodos de interpolação e a de métodos de aproximação. Para representá-las foram escolhidos o método de interpolação por funções de base radial e o método de redes neurais artificiais, respectivamente. O terceiro método, que é considerado um método híbrido dos dois anteriores, é chamado de redes neurais por funções de bases radiais e é uma tentativa de acoplar as características de ambos em um único metamodelo. Os metamodelos são preparados utilizando um código para solução aeroelástica baseado no método dos elementos finitos acoplado com um modelo aerodinâmico linear de faixas. São apresentados resultados de desempenho dos três metamodelos, de onde se pode notar que a rede neural artificial é a mais adequada para previsão de flutter. O processo de MDO é realizado com o uso de um algoritmo genético multi-objetivo baseado em não-dominância, cujos objetivos são a maximização da velocidade crítica de flutter e a minimização da massa estrutural. Dois estudos de caso são apresentados para avaliar o desempenho do código de MDO, revelando que o processo global de otimização realiza de fato a busca pela fronteira de Pareto. / The Multidisciplinary Design Optimization, MDO, is an important and versatile design tool and its use is spreading out in several fields of engineering. The focus of this methodology is to put together disciplines involved with the design to work all their variables concomitantly, at an optimization environment to obtain better solutions. It is possible to use MDO in any stage of the design process, that is in the conceptual, preliminary or detailed design, as long as the numerical models are fitted to the needs of each of these stages. This work describes the development of a MDO code for the conceptual design of flexible aircraft wings, with restrictions regarding the phenomenon called flutter. As a tool for the designer at the conceptual stage, the numerical models must be fairly accurate and fast. The aim of this study is to analyze the use of metamodels for the flutter prediction of aircraft wings in the MDO code, instead of a conventional model itself, what may affect significantly the computational cost of the optimization. For this purpose, three different metamodeling techniques have been evaluated, representing two basic metamodel classes, that are, the interpolation and the approximation class. These classes are represented by the radial basis function interpolation method and the artificial neural networks method, respectively. The third method, which is considered as a hybrid of the other two, is called radial basis function neural networks and is an attempt of coupling the features of both in single code. Metamodels are prepared using an aeroelastic code based on finite element model coupled with linear aerodynamics. Results of the three metamodels performance are presented, from where one can note that the artificial neural network is best suited for flutter prediction. The MDO process is achieved using a non-dominance based multi-objective genetic algorithm, whose objectives are the maximization of critical flutter speed and minimization of structural mass. Two case studies are presented to evaluate the performance of the MDO code, revealing that overall optimization process actually performs the search for the Pareto frontier.

Fenômenos aeroelásticos podem levar à drástica redução na vida útil de uma aeronave ou ainda resultam em danos severos à estrutura. Para manter as respostas dinâmicas em níveis aceitáveis técnicas como as estruturas adaptativas têm sido aplicadas. Este conceito explora a integração entre os elementos ativos (atuadores e sensores) e o controlador à estrutura. Dentre os materiais próprios para uso em estruturas adaptativas estão os fluidos eletro-reológicos e magneto-reológicos que tem se mostrado como um dos mais promissores materiais ativos. Estes materiais apresentam rápidas mudanças nas suas propriedades reológicas devido à ação de um campo elétrico ou magnético. Para sua incorporação em uma estrutura é utilizada uma viga sanduíche que tem seu comportamento dinâmico modelado através do método GHM para incorporar a dependência da freqüência dos fluidos ER/MR em um modelo estrutural no domínio do tempo. Através do acoplamento deste modelo com o método da malha de vórtices, é possível estudar a resposta aeroelástica temporal. Também é analisada a eficiência dos fluidos ER/MR no atraso da ocorrência de flutter. Isto é feito com o auxílio do método PK que determina a velocidade crítica de flutter. / Aeroelastic phenomena can lead to a drastic reduction in the fatigue life of aircraft or result in severe structural damage. To keep the dynamical responses at acceptable levels techniques such as the so-called adaptive structures have been adopted. This approach integrates active elements and controllers (actuators and sensors) to the structure. Among the materials suitable for adaptive structures are the electro-rheological (ER) and magneto-rheological fluids which are some of the most promising active materials. This kind of materials presents change in their rheological properties due to action of an external field, such as electrical or magnetic. In order to integrate these kind of fluids in the structure a sandwich beam with ER/MR fluids core is studied. The dynamical behaviour is modelled through a GHM method to incorporate the frequency dependence of the ER/MR fluids in a structural time domain model. By coupling this model to a vortex lattice model, it is possible to study the aeroelastic response in time domain. The ER/MR fluids efficiency to delay the flutter occurrence is also studied by using a PK-method that determines a critical velocity of flutter.

Orientador: Douglas Domingues Bueno / Resumo: Os fenômenos associados aos sistemas aeroelásticos definem uma importante classe de problemas envolvida no projeto de aeronaves. Algumas análises podem ser realizadas utilizando a formulação no domínio da frequência, porém, para alguns problemas específicos a análise no domínio do tempo mostra-se mais conveniente, especialmente para projeto de controladores e inclusão de não linearidades. Em particular, forças aerodinâmicas não estacionárias são tipicamente obtidas no domínio da frequência reduzida. Tais formulações não permitem de maneira direta, através de uma transformada inversa, obter modelos matemáticos no domínio do tempo e, portanto, é necessário o uso de um método de aproximação, como o de Roger-Abel. No entanto, uso deste método de aproximação apresenta algumas lacunas com relação ao significado físico e escolha dos parâmetros de atraso. Desta forma, o presente texto explora a influência dos estados de atraso demonstrando que é responsável pela correção da fase entre o movimento e as forças aerodinâmicas resultantes e, também, propõe uma forma de avaliação da qualidade da aproximação obtida. A partir da aproximação das cargas aerodinâmicas se obtém o modelo matemático do sistema aeroelástico, e através de simulações numéricas computacionais, tem-se a resposta do sistema aeroelástico no domínio do tempo devido à cargas de rajada $1-cosseno$. A partir da análise da resposta à rajada é possível avaliar condições em que a rajada se apresenta de maneira mais crítica para... (Resumo completo, clicar acesso eletrônico abaixo) / Abstract: The phenomena associated with the aeroelastic systems define an important class of problems involved in aircraft design. Some analyzes may be performed in the frequency domain, however, for some specific problems time domain analysis is more convenient, especially for controller design and the inclusion of nonlinearities. In particular, non-stationary aerodynamic forces are typically obtained in the reduced frequency domain. Such formulations do not allow, by means of an inverse transform, to obtain mathematical models in the time domain, and therefore it is necessary to use an approximation method, such as that of Roger-Abel. However, the use of this approximation method presents some gaps with respect to the physical meaning and choice of lag parameters. In this way, the present text explores the influence of the lag states demonstrating that it is responsible for the correction of the phase between the movement and the resulting aerodynamic forces and also proposes a method to evaluate the quality of the approximation achieved. From the approximation of the aerodynamic loads the mathematical model of the aeroelastic system is obtained, and through computational numerical simulations, has the response of the aeroelastic system in the time domain due to the 1-cosine gust load. From the analysis of the response to the gust, it is possible to evaluate conditions in which the gust is presented in a more critical way for the study system. / Mestre

O trabalho de pesquisa realizado trata do comportamento dinâmico e aeroelástico em compósitos laminados de rigidez variável (LCRV). Em virtude dos avanços das técnicas de manufatura de laminados, este tema tem ganhado notoriedade internacional e sua importância se justifica pelo crescente número de trabalhos na área. Neste contexto, foram analisados dois tipos distintos de LCRV: o primeiro diz respeito a laminados fabricados com espaçamento variável entre as fibras paralelas; e o segundo trata de laminados fabricados com deposição das fibras por caminhos curvilíneos, termo em inglês tow steering. Com objetivo de explorar as características dos LCRV, foi desenvolvido um modelo aeroelástico baseado no método dos modos admitidos (Rayleigh-Ritz), utilizando as hipóteses da teoria clássica de laminação (TCL), e foi utilizado o modelo aerodinâmico baseado na teoria das faixas quase estacionária para as análises em escoamentos subsônicos, e na teoria dos pistões, para escoamentos supersônicos nas análises de flutter de painel. Assim, foi investigada a influência do efeito de diferentes funções de distribuição do volume de fibras no comportamento aeroelástico e nas três primeiras frequências naturais, constatando-se uma significativa influência nos resultados, justificando um tratamento adequado para modelagem microestrutural dos laminados com espaçamento variável. Por outro lado, com objetivo de analisar o efeito de incertezas no processo de fabricação nos LCRV fabricados com a tecnologia de tow steering, foi desenvolvida uma estratégia de identificação de incertezas e sua propagação no modelo numérico, além da otimização para obtenção de um projeto robusto. Constatou-se que a melhor configuração obtida pela otimização determinística apresentou grande dispersão quando perturbado o ângulo de definição da trajetória das fibras, diferentemente da configuração selecionada de maneira robusta, que apresentou resultados menos sensíveis a perturbações nos ângulos de deposição das fibras. Foi investigada também a viabilidade da utilização de LCRV do ponto de vista dinâmico, visando aumentar a frequência natural fundamental, e com aplicação em flutter de painel. Em ambas as aplicações foi otimizada a trajetória da deposição das fibras, com base nos polinômios interpoladores de Lagrange, sendo encontrados ganhos razoáveis quando comparados com os laminados de material composto tradicionais de rigidez constante (LCRC). Adicionalmente, foi verificado que os resultados obtidos para o LCRC e o LCRV analisados experimentalmente corroboraram os resultados obtidos numericamente no que diz respeito às frequências naturais e aos modos de vibrar. / The developed research work is related to the dynamic and aeroelastic behaviors of variable stiffness composite laminate plates (VSCL). Due to the advances in the manufacturing techniques, this research theme has been gaining international relevance and its importance is justified by the increasing number of research works in this area. In this context, two different types of VSCL are analyzed: the first regards variable fiber spacing laminates, and the second is manufactured using curvilinear paths (tow steering). In order to explore the VSCL characteristics, it was developed an aeroelastic model based on the assumed modes approach (Rayleigh-Ritz), using the hypotheses of “classical lamination theory” (CLT). Moreover, it was used the aerodynamic model based on the quasi-steady strip theory in the subsonic analyses, and the piston theory, for supersonic flows used in the evaluation of panel flutter. It was investigated the influence of different fiber volume distribution on the aeroelastic behavior and on the first three natural frequencies; it has been found that those influences are significant, which justifies the adequate treatment for the micro -structural model of VSCL. Also, to cope with uncertainties during manufacturing of steered composite laminates, it was developed a strategy for identification of those uncertainties and their propagation through the numerical model; also, an optimization procedure was proposed to achieve robust designs. It was noticed that the response of the optimal configuration obtained from deterministic optimization presented a large dispersion when the tow steering angles were perturbed, in contrast with the selected configuration obtained from robust optimization, in which the results were much less sensible to perturbations in the tow steering angles. Also, it was investigated the viability to use LCRV from the dynamic standpoint, aiming at increasing the fundamental frequency, and with application in flutter panel. For both applications, the fiber placement trajectory was optimized based on Lagrange polynomials. Reasonable gains were found with respect to constant stiffness composite laminates (CSCL). Additionally, it was verified that the obtained experimental results for VSCL and CSCL corroborate the counterparts obtained from numerical simulations regarding natural frequencies and mode shapes. / Tese (Doutorado)

A Otimização Multidisciplinar em Projeto (em inglês, Multidisciplinary Design Optimization - MDO) é uma ferramenta de projeto importante e versátil e seu uso está se expandindo em diversos campos da engenharia. O foco desta metodologia é unir disciplinas envolvidas no projeto para que trabalhem suas variáveis concomitantemente em um ambiente de otimização, para obter soluções melhores. É possível utilizar MDO em qualquer fase do projeto, seja a fase conceitual, preliminar ou detalhada, desde que os modelos numéricos sejam ajustados às necessidades de cada uma delas. Este trabalho descreve o desenvolvimento de um código de MDO para o projeto conceitual de asas flexíveis de aeronaves, com restrição quanto ao fenômeno denominado flutter. Como uma ferramenta para o projetista na fase conceitual, os modelos numéricos devem ser razoavelmente precisos e rápidos. O intuito deste estudo é analisar o uso de metamodelos para a previsão do flutter de asas de aeronaves no código de MDO, ao invés de um modelo convencional, o que pode alterar significativamente o custo computacional da otimização. Para este fim são avaliados três técnicas diferentes de metamodelagem, que foram escolhidas por representarem duas classes básicas de metamodelos, a classe de métodos de interpolação e a de métodos de aproximação. Para representá-las foram escolhidos o método de interpolação por funções de base radial e o método de redes neurais artificiais, respectivamente. O terceiro método, que é considerado um método híbrido dos dois anteriores, é chamado de redes neurais por funções de bases radiais e é uma tentativa de acoplar as características de ambos em um único metamodelo. Os metamodelos são preparados utilizando um código para solução aeroelástica baseado no método dos elementos finitos acoplado com um modelo aerodinâmico linear de faixas. São apresentados resultados de desempenho dos três metamodelos, de onde se pode notar que a rede neural artificial é a mais adequada para previsão de flutter. O processo de MDO é realizado com o uso de um algoritmo genético multi-objetivo baseado em não-dominância, cujos objetivos são a maximização da velocidade crítica de flutter e a minimização da massa estrutural. Dois estudos de caso são apresentados para avaliar o desempenho do código de MDO, revelando que o processo global de otimização realiza de fato a busca pela fronteira de Pareto. / The Multidisciplinary Design Optimization, MDO, is an important and versatile design tool and its use is spreading out in several fields of engineering. The focus of this methodology is to put together disciplines involved with the design to work all their variables concomitantly, at an optimization environment to obtain better solutions. It is possible to use MDO in any stage of the design process, that is in the conceptual, preliminary or detailed design, as long as the numerical models are fitted to the needs of each of these stages. This work describes the development of a MDO code for the conceptual design of flexible aircraft wings, with restrictions regarding the phenomenon called flutter. As a tool for the designer at the conceptual stage, the numerical models must be fairly accurate and fast. The aim of this study is to analyze the use of metamodels for the flutter prediction of aircraft wings in the MDO code, instead of a conventional model itself, what may affect significantly the computational cost of the optimization. For this purpose, three different metamodeling techniques have been evaluated, representing two basic metamodel classes, that are, the interpolation and the approximation class. These classes are represented by the radial basis function interpolation method and the artificial neural networks method, respectively. The third method, which is considered as a hybrid of the other two, is called radial basis function neural networks and is an attempt of coupling the features of both in single code. Metamodels are prepared using an aeroelastic code based on finite element model coupled with linear aerodynamics. Results of the three metamodels performance are presented, from where one can note that the artificial neural network is best suited for flutter prediction. The MDO process is achieved using a non-dominance based multi-objective genetic algorithm, whose objectives are the maximization of critical flutter speed and minimization of structural mass. Two case studies are presented to evaluate the performance of the MDO code, revealing that overall optimization process actually performs the search for the Pareto frontier.

Fenômenos aeroelásticos podem levar à drástica redução na vida útil de uma aeronave ou ainda resultam em danos severos à estrutura. Para manter as respostas dinâmicas em níveis aceitáveis técnicas como as estruturas adaptativas têm sido aplicadas. Este conceito explora a integração entre os elementos ativos (atuadores e sensores) e o controlador à estrutura. Dentre os materiais próprios para uso em estruturas adaptativas estão os fluidos eletro-reológicos e magneto-reológicos que tem se mostrado como um dos mais promissores materiais ativos. Estes materiais apresentam rápidas mudanças nas suas propriedades reológicas devido à ação de um campo elétrico ou magnético. Para sua incorporação em uma estrutura é utilizada uma viga sanduíche que tem seu comportamento dinâmico modelado através do método GHM para incorporar a dependência da freqüência dos fluidos ER/MR em um modelo estrutural no domínio do tempo. Através do acoplamento deste modelo com o método da malha de vórtices, é possível estudar a resposta aeroelástica temporal. Também é analisada a eficiência dos fluidos ER/MR no atraso da ocorrência de flutter. Isto é feito com o auxílio do método PK que determina a velocidade crítica de flutter. / Aeroelastic phenomena can lead to a drastic reduction in the fatigue life of aircraft or result in severe structural damage. To keep the dynamical responses at acceptable levels techniques such as the so-called adaptive structures have been adopted. This approach integrates active elements and controllers (actuators and sensors) to the structure. Among the materials suitable for adaptive structures are the electro-rheological (ER) and magneto-rheological fluids which are some of the most promising active materials. This kind of materials presents change in their rheological properties due to action of an external field, such as electrical or magnetic. In order to integrate these kind of fluids in the structure a sandwich beam with ER/MR fluids core is studied. The dynamical behaviour is modelled through a GHM method to incorporate the frequency dependence of the ER/MR fluids in a structural time domain model. By coupling this model to a vortex lattice model, it is possible to study the aeroelastic response in time domain. The ER/MR fluids efficiency to delay the flutter occurrence is also studied by using a PK-method that determines a critical velocity of flutter.