In complex flow situations, it is common to use numerical tools to evaluate the aerodynamic unsteady behavior. The present work presents an alternate formulation for the state space representation of aeroelastic systems based on digital control theory that is shown to be effective and accurate for the coupling of numerical solutions with such systems. The application of the z transform allows for direct frequency domain representations of the aerodynamic solutions without the need for approximating models, as generally occurs in other state space formulations. This fact makes this new methodology also a more straightforward procedure for aeroelastic analyses. A survey on the numerical calculation of impulsive and indicial unsteady aerodynamic responses with modern CFD solvers is also presented. A brief historical background on this subjected is introduced, and it is shown how new interpretations of CFD solvers as discrete-time systems change the way impulsive and indicial responses can be directly obtained. The objective is to demonstrate that the rigorous relationships theoretically established among the aerodynamic responses to impulsive, indicial, harmonic and smooth inputs can be reproduced numerically with modern CFD solvers. Although the numerical results presented herein are obtained with a single CFD tool, the argument is valid for every numerical solution scheme. The CFD tool in question solves the two-dimensional Euler equations with an explicit time march, using a finite volume discretization which supports fully unstructured grids. The results are compared both in the time and in the frequency domains, which yields a more complete understanding of details of the numerical solutions. Finally, typical section models of a flat plate and a NACA 0012 airfoil at subsonic and transonic speed are used as test-cases in order to assess the correctness and accuracy of the proposed aeroelastic analysis methodology. The present results are compared with data obtained from continuous-time state space formulations and through the direct integration of the structural dynamic and aerodynamic equations.

As aplicações do escoamento de um jato em fluxo cruzado estão em diversas áreas, como na descarga do ar da cabine de aeronaves, no resfriamento das pás das turbinas a gás, no sistema de propulsão de foguetes. No presente trabalho foi realizada uma simulação numérica do escoamento em regime permanente utilizando o software FLUENT. Para validar o modelo numérico empregado baseou-se no trabalho realizado por Calay e Holdo [

O propósito desse trabalho é simular, através de técnicas de CFD, o escoamento interno em bocais propulsores bidimensionais convergente-divergentes (2D-CD) vetorados (de empuxo direcionável). Bocais de diversas configurações geométricas são submetidos a diferentes razões de pressão. Coeficiente de descarga, coeficiente de tração, ângulo de vetoração efetivo e pressão estática ao longo dos flaps superior e inferior são medidos. Dados obtidos computacionalmente por um Software da NASA (PAB3D), além dos obtidos experimentalmente pela mesma agência são utilizados para validação. Um mapa de desempenho de um bocal propulsor 2D-CD é obtido utilizando-se resultados de CFD. O software utilizado para simulação do escoamento foi o Fluent e o de geração de malhas computacionais, o GAMBIT.

O presente trabalho propõe uma metodologia de projeto para a seleção da deflexão ótima e da geometria do flape de bordo de fuga para uma aplicação específica ou ajudar a estabelecer uma configuração característica das que não forem mostradas aqui. O projeto otimizado de um Flape de Dupla Fenda (Double Slotted Flap) com gota fixa ée o resultado de um processo que inclui o conhecimento dos efeitos do flape sobre o avião (efeitos sobre a sustentação e o arrasto), verificação preliminar do desempenho da aeronave na decolagem e pouso para se obter as respectivas deflexões "ótimas" (ver se cumpre o requisito). O flape totalmente defletido (configuração de pouso) deve fornecer o CLmax necessário para atender os requisitos de pouso do avião. O flape de decolagem apresenta menor deflexão do que a configuração de pouso e deve proporcionar o menor comprimento de pista possível de decolagem. Além disso, deve-se verificar se o avião possui o gradiente de subida mínimo no 2 segmento com falha de motor. Após ter-se obtido a deflexão "ótima" do flape para decolagem e pouso, refinou-se os valores de CL e CD através da Mecânica dos Fluidos Computacional (CFD) utilizando-se o software MSES, onde um perfil flapeado com geometrias pré-definidas de modo a fornecer boas características aerodinâmicas, foi modificado a fim de melhorar ainda mais o seu desempenho e eficiência. Esse procedimento foi realizado para um avião de transporte regional de 33 assentos, o RJ2, e obteve-se a melhor configuração de flape para decolagem e pouso, isto é, um flape de dupla fenda com gota fixa otimizado. As ferramentas utilizadas para a realização desse trabalho foram os softwares MATLAB 6.1 e MSES 2.92, na qual, parte do tempo dedicado ao trabalho foi exclusivamente para aprender a utilizar tal tecnologia.

O jato livre ocorre quando um fluido é expandido por meio de um bocal ou orifício para um meio no qual o escoamento não é diretamente afetado por um contorno fixo. Este tipo de escoamento possui uma considerável importância para aplicações industriais, automotivas e aeroespaciais sendo ainda que a melhor compreensão deste tipo de escoamento contribui para otimização de processos e provê análises importantes para o entendimento de fenômenos mais complexos tais como os escoamentos bifásicos e reativos. Desta forma, se faz cada vez mais necessária à realização de análises detalhadas sobre a abordagem de modelagem da turbulência, verificação de hipóteses assumidas para regiões do jato e avaliação de parâmetros que influenciam o escoamento cisalhante livre. Neste trabalho, o problema do jato livre circular axissimétrico foi analisado numericamente. As equações da conservação de massa, quantidade de movimento, energia e da turbulência foram discretizadas aplicando o método de volume finitos. Três diferentes modelos de turbulência, o k- padrão, k- realizável e o v2-f, disponíveis no programa Fluent foram avaliados para jatos livres turbulentos incompressíveis, subsônico e supersônico. Resultados numéricos para cada caso simulado foram comparados com dados experimentais disponíveis na literatura. Adicionalmente hipóteses feitas pela teoria da auto-similaridade na região denominada desenvolvida foram avaliadas. Entre os resultados obtidos se destacam que os modelos testados devem ser utilizados criteriosamente para uma determinada condição de escoamento, o esquema de discretização de segunda ordem apresenta-se como o mais indicado para condições supersônicas, enquanto para o escoamento incompressível e subsônico os esquemas de primeira e segunda ordem fornecem soluções semelhantes. Os parâmetros da região desenvolvida variam com a condição de origem do jato e não somente com a quantidade de momento na saída do jato, como supunha a teoria clássica da similaridade.

Em sistemas de resfriamento de componentes eletrônicos um dos meios mais utilizados é o dissipador de calor aletado resfriado a ar, devido ao baixo custo, alta confiabilidade e eficiência. A diminuição na capacidade de dissipar calor devido à redução na área de troca de calor é uma das restrições no processo evolutivo de componentes eletrônicos compactos. Por esta razão, pesquisas vêm sendo realizadas com a finalidade de melhorar a efetividade dos dissipadores aumentando a transferência de calor. O objetivo do presente trabalho é analisar a transferência de calor conjugada (condução e convecção) em dissipadores aletados com jato de ar impingente turbulento e, desta forma, verificar a influência da altura das aletas, do número de Reynolds e da potência de bombeamento no desempenho térmico dos dissipadores. Para tanto, duas configurações geométricas, baseadas em trabalhos experimentais, são usadas: aletas em forma de placas (seção transversal retangular) e pinos (seção transversal quadrada). As equações do modelo matemático (continuidade, quantidade de movimento, energia e modelo de turbulência k-e) são resolvidas numericamente empregando o método de volumes finitos e uma aproximação segregada para acoplamento pressão-velocidade. Um estudo de refinamento de malha não-uniforme (tetraédrica e poliédrica) é empregado para garantir independência da malha nos resultados. Para validação do procedimento numérico foram utilizados dados experimentais. Os resultados mostram que os valores numéricos da resistência térmica do dissipador diminuem com o aumento da altura das aletas, do número de Reynolds e da potência de bombeamento. Isto ocasiona a redução da temperatura média da superfície de aquecimento do dissipador. Entretanto, o aumento excessivo da altura das aletas, da potência de bombeamento e do número de Reynolds não proporciona grandes melhorias no desempenho térmico.

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.

An aeronautical engine is a complex machine composed of different components operating at different temperatures that in conjunction with the nacelle creates a crowded region with the coupled heat transfer mechanisms to be covered by the nacelle cooling/ventilation system. The final configuration of this system is defined through a demanding refinement of the preliminary design. For this reason the preliminary design is considered the key point and as a rule it can be based on the use of similar design scaling or by the use of numerical approaches. The numerical approaches available are the use of a one-dimensional heat transfer analysis or a complete heat transfer analysis via Computational Fluid Dynamics, or CFD. The short lead time usually available to get the nacelle ready leads the using of a more simplified analysis. Even though this simplified analysis is a lesser laborious activity than a more complete heat transfer analysis, it is still a relatively complicated task. Thus this work aims at presenting a simple methodology for supporting the preliminary design of nacelle cooling/ventilation which is basically relies on confirming if such system is really necessary taking into consideration the temperature distribution in the region between the engine/nacelle and the specified limits. In this case, the proposed methodology presented in this work is concerning to the natural convection analysis in a bidimensional engine/nacelle model by the use of CFD. In view of the fact that there is no specific literature reference available about such methodology or the natural convection analysis in an analogous model configuration or even experimental tests results, it was decided to utilize the studies about natural convection in concentric cylinders in the model validation process and to show the suitability of the proposed methodology, it was directly compared to the natural convection analysis in a simplified tridimensional engine/nacelle model by the use of CFD tool which would be performed by the manufacturer.

O propósito desta tese é compreender os aspectos relacionados à simulação numérica aplicada ao estudo do comportamento do escoamento interno em um injetor centrífugo cônico, desenvolvendo-se para a validação da mesma, um modelo matemático elaborado a partir de referências encontradas na literatura, obtendo com ajuda de hipóteses simplificadoras, uma solução em forma fechada dos principais parâmetros nominais de desempenho do injetor, tais como coeficiente de descarga e ângulo de cone de pulverização. Na simulação numérica foi empregado o código comercial de CFD Fluent 6.3.26, onde as equações governantes são discretizadas mediante volumes de controle finitos em estado permanente. A correção de pressões é empregada utilizando o algoritmo SIMPLE (Semi-Implicit Method for Pressure-Linked Equations), a localização da interface entre os fluidos (líquido-gas) é resolvida mediante o modelo VOF (Volume of fluid), os fenômenos físicos que estão presentes na situação que se deseja estudar, são modelados com uma formulação viscosa que permite a simulação do escoamento em forma laminar e turbulenta, onde os termos de transporte turbulentos são realizados com o modelo k-epsilon standard. Devido à geometria complexa do injetor, o domínio computacional foi modelado com malhas não estruturadas em três dimensões, isto permitirá uma informação mais detalhada do escoamento, e dos parâmetros de desempenho do injetor, sendo a validação da ferramenta de análise computacional de muita importância para aperfeiçoar e reduzir os custos de projeto de injetores antes da fase de testes a quente, garantindo a melhora de estabilidade de queima na câmara de combustão.

Unsteady solutions for the aerodynamic coefficients of a thin airfoil in compressible subsonic or supersonic flows are studied. The lift, the pitch moment, and pressure coefficients are obtained numerically for the following motions: the indicial response (unit step function) of the airfoil, i.e., a sudden change in the angle of attack; a thin airfoil penetrating into a sharp edge gust (for several gust speed ratios); a thin airfoil penetrating into a one-minus-cosine gust and sinusoidal gust (a typical gust used in commercial aircraft design); oscillating airfoil; and also the interaction of the airfoil with a shed (from convection phenomenon) vortex passing under the airfoil, a phenomenon known in literature as AVI (Airfoil Vortex Interaction). The present work uses a numerical approach based on vortex singularity. The numerical model is created by means of the airfoil discretization in uniform segments and the compressible flow vortex singularity is used. The results available in the literature are based on approximated exponential equations, or computed via Computational Fluid Dynamics (CFD). Thus, the purpose of this method is to obtain a more accurate computation compared to those of approximated equations, and numerically quite faster compared to those obtained via CFD.