A aerodinâmica não-estacionária foi muito estudada, principalmente devido aos problemas em Aeroelasticidade. No início do Século XX muitos cientistas como Theodorsen, Sears, Küssner e Wagner se dedicaram a estudar este fenômeno. Tradicionalmente os métodos desenvolvidos para determinar as cargas aerodinâmicas não-estacionárias para escoamentos subsônicos e supersônicos são baseados em formulações lineares. Porém estudos e ensaios mostram que esta premissa deixa de ser válida principalmente no regime transônico, com o resultado da formação de ondas de choque e/ou separações da camada limite causado pela onda de choque do regime transônico, o método linearizado vai ficando progressivamente pior à medida que se aproxima do alto transônico. A mecânica dos fluidos computacional (CFD-computional fluid dynamics) tornou-se uma área de grande importância da Aerodinâmica atual, sendo possível trabalhar com as equações não lineares sem restrições físicas ou geométricas. Este trabalho apresenta o modelamento e análise da resposta indicial de um perfil aerodinâmico exposto a uma perturbação do tipo degrau em ângulo de ataque utilizando ferramentas de CFD. A análise do comportamento quanto a variações de espessura, numero de Mach e amplitude além de, uma comparação com a teoria da aerodinâmica linearizada. Desse modo é possível obter uma sensibilidade quanto à influência desses parâmetros na resposta transiente dos perfis estudados, além de um estudo quanto às capacidades, benefícios e limitações de se utilizar ferramentas de CFD para modelar e estudar fenômenos transientes.

The present work is concerned with studying techniques which would allow the identification of a multiple degree of freedom aeroelastic system from a single computational fluid dynamics (CFD) unsteady simulation. This data is, then, used to generate the root locus for aeroelastic stability analysis of the dynamic system. The system being considered in the present work is a NACA 0012 airfoil-based typical section in the transonic regime. The CFD calculations are based on the Euler equations and the code uses a finite volume formulation for general unstructured grids. A centered spatial discretization with added artificial dissipation is used, and an explicit Runge-Kutta time marching method is employed. Unsteady calculations are performed for several types of excitation on the plunge and pitch degrees of freedom of the dynamic system. These inputs are mostly based on step and orthogonal Walsh functions. System identification techniques are used to allow the splitting of the aerodynamic coeficient time histories into the contributions of each individual mode to the corresponding aerodynamic transfer functions. Such transfer functions are, then, represented by rational polynomials and used in an aeroelastic stability analysis in the frequency domain. The work compares the results provided for each case and attempts to contribute with guidelines for such analyses.

A proposta desta pesquisa é realizar um estudo numérico da utilização do etanol como combustível alternativo em turbinas a gás, seguindo a tendência mundial na busca por combustíveis menos poluentes. Esta pesquisa tem como principal objetivo, identificar o impacto da mudança do combustível na metodologia corrente de projeto de câmaras de combustão de turbinas a gás. Como ferramenta principal, é utilizado pacote computacional de CFD - "Computational Fluid Dynamics" - para simulação dos escoamentos reativos no interior dos combustores analisados. O presente trabalho é parte de um esforço para o desenvolvimento de metodologia para projeto de câmaras de combustão de turbinas a gás voltadas a utilização de etanol como combustível, de forma eficiente. Em grande parte, isto depende do posicionamento otimizado dos furos de admissão de ar para as zonas primária e secundária, no que tange o grau de homogeneização da temperatura dos gases à saída do combustor, ou "temperature traverse quality" (T.T.Q.), ou TQ simplesmente. Para tanto, utiliza-se critérios de projeto unidimensionais para projeto preliminar de combustores ';genéricos';, equivalentes a combustores existentes, tomados como referência. Posteriormente, procede-se à verificação da qualidade do escoamento no interior da câmara de combustão através de simulações computacionais (CFD) para cálculo do escoamento 3D, bifásico (spray), viscoso, compressível, turbulento, radiante e reativo. Os resultados demonstram a viabilidade técnica de utilização do etanol como combustível. As dimensões do combustor a etanol são compatíveis com aquelas obtidas no projeto de combustores a querosene de aviação. É possível a identificação do posicionamento ótimo das fileiras de furos das zonas primária e secundária ao longo do eixo longitudinal do combustor. Os valores de eficiência térmica, TQ e de emissões para alguns poluentes são compatíveis com aqueles encontrados na literatura. Resultados dos cálculos em CFD e parâmetros utilizados no dimensionamento preliminar para mínimo TQ são correlacionados ao final.

This thesis addresses the important problem of shock wave--boundary layer interaction (SBLI) flows for aerospace engineering applications. Moreover, the work emphasizes the need for high fidelity simulations for the appropriate treatment of such flows. In this context, RANS solvers appear as a cost effective CFD approach. Therefore, the present work conducts studies in such a way to identify and to understand limitations, strengths and capabilities of RANS simulations for SBLI flows. Since turbulence modeling is an important issue on the accuracy of such simulations, the efforts here are concentrated on assessing the capabilities of several models that range from linear eddy-viscosity models (EVM) to Reynolds-stress closures (RSM). It would be expected that a RSM-type model could provide better solutions for a 3-D turbulent boundary layer under the action of high adverse pressure gradients, once such models allow for anisotropy between the Reynolds stress components. In order to achieve such goals, the configurations presented at the 2010 AIAA SBLI Workshop are chosen as the current test cases. Such test cases deal with high speed flows and very complex phenomena, including boundary layer separation. Meshes, composed of hexahedral and wedge elements, have been built. Mesh refinement and grid convergence studies are performed in order to identify a grid with a good compromise between accuracy and computational cost. In any event, even using the baseline grids, the present work has found that the computations are considerably expensive. Several simulations are presented for the test cases. Although no turbulence model has remarkably shown an outstanding performance over the others, the present work indicates that the SST and SA closures are the ones providing the best results for the test cases of interest here. Nonetheless, the two closures still present shortcomings in the simulation of SBLI flows. The overall simulation results using the RSM closure for the present SBLI test cases are not better than the SA and SST results. One must observe that the latter are much simpler turbulence models. Additional studies shall be focused on providing more robustness to the simulations with the 7-equation RSM turbulence model.

Este trabalho apresenta um estudo comparativo entre três ferramentas computacionais diferentes na determinação do coeficiente de pressão em um caso típico de aerofólio supercrítico, em particular o Boeing A4, com sua conseqüente comparação com os dados experimentais obtidos em túnel de vento para este aerofólio. Esta comparação contribui para o processo de validação de uma ferramenta de mecânica dos fluidos computacional (CFD) que vem sendo desenvolvida no presente grupo de trabalho. Os códigos de CFD empregados resolvem uma formulação de Navier-Stokes com média de Reynolds (RANS) ou uma formulação de Euler acoplada a soluções de camada limite. Neste último caso, tem-se a opção de fixar a transição sobre a superfície do aerofólio ou deixá-la livre. Todos os códigos utilizam modelos de turbulência do tipo viscosidade de vórtice para levar em consideração os efeitos de transporte de turbulência. Em particular, o modelo de uma equação de Spalart-Allmaras e o modelo de duas equações k-e RT são empregados nos códigos com formulação RANS. O código de camada limite utiliza o modelo algébrico de Cebeci-Smith. O trabalho apresenta os aspectos da integração no tempo e a integração espacial, bem como os procedimentos de aceleração de convergência usados no código que está sendo desenvolvido, o que possibilita numa análise posterior estabelecer relações de tendências de resultados de acordo com os modelamentos e equações que estão sendo utilizados. Foram utilizados onze casos teste diferentes, todos utilizando a configuração do aerofólio Boeing A4. Os resultados obtidos permitiram analisar a qualidade e a confiabilidade dos resultados dos códigos no que se diz respeito à correta identificação de possíveis ondas de choque, valores de coeficientes de pressão, posicionamento da transição de escoamento laminar para turbulento e tendências que os códigos possam apresentar de oscilações numéricas na solução. Estes resultados e análises realizadas dão subsídios importantes no processo de validação do código em desenvolvimento.

As modificações de projetos de aeronaves existentes para a instalação de novos sistemas e armamentos de forma a afetar a configuração externa da aeronave é prática comum na aviação de defesa. Modificações que impactam significativamente a aerodinâmica ou as condições de vôo influenciam os coeficientes de pressão ao longo das superfícies da aeronave. Essas mudanças no escoamento podem causar perturbações nas medidas dos sensores anemométricos exigindo que recalibrações anemométricas sejam realizadas para que os requisitos de certificação continuem a ser atendidos. Atualmente, a recalibração dos sensores é feita com ensaios em vôo. O objetivo do presente trabalho é propor alternativas que possam minimizar ou até mesmo substituir ensaios em vôo para recalibração dos sensores anemométricos e demonstração do cumprimento dos requisitos. O uso de ferramentas de dinâmica dos fluídos computacional (Computational Fluid Dynamics, CFD, em inglês). torna-se cada dia mais comum e aceito como fonte confiável de dados. Algumas análises para avaliar o melhor posicionamento dos sensores anemométricos, por exemplo, já são realizadas com o uso de ferramentas deste tipo. A análise de impacto de manutenções estruturais próximas a sensores também já é realizada com o uso de CFD. No desenvolvimento do trabalho, analisou-se o impacto da instalação de sistemas militares em uma plataforma civil utilizada em vôos regionais. Estudando os dados disponíveis da certificação do sistema anemométrico da plataforma básica foi possível relacionar aspectos que não sofreram alterações e com o uso da ferramenta de dinâmica dos fluidos computacional CFD++ calculou-se a variação do escoamento no entorno dos sensores anemométricos. Uma metodologia alternativa para certificação do sistema anemométrico, em especial para operação em espaço aéreo com Separação Vertical Mínima Reduzida (do inglês Reduced Vertical Separation Minimum, RVSM) é proposta. Metodologia esta baseada na reutilização de boa parte dos dados referentes à variação produtiva e erros decorrentes desta variação e na utilização de cálculos de CFD para avaliação da magnitude dos efeitos provenientes destas modificações. Como resultado, mostra-se possível a redução do número de ensaios em vôo necessários para a certificação da aeronave derivada, sem influenciar na qualidade e confiabilidade dos dados utilizados para embasar a calibração deste novo modelo de aeronave.

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.

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.

Este trabalho apresenta simulações numéricas de escoamento de fluidos através de placas de orifício, elementos primários de medição de vazão, em comparação aos resultados esperados por normas internacionais. O coeficiente de descarga usado para a determinação da vazão de um escoamento em uma tubulação foi obtido numericamente através da aplicação do modelo de turbulência de baixo Reynolds proposto por Launder-Sharma, resolvido através de um código aberto de Dinâmica de Fluidos Computacional. Diferentes configurações de placa de orifício foram analisadas, tais como: diâmetro do orifício de restrição, número de Reynolds, posição de instalação, ângulo de chanfro. A principal abordagem deste trabalho é apresentar uma metodologia para determinação do coeficiente de descarga para a montagem invertida da placa de orifício e apresentar os parâmetros que influenciam na determinação da vazão nesta condição. Foi observado que os melhores resultados foram obtidos para os maiores diâmetros de placa de orifício, salientando que todos os resultados apresentaram desvios inferiores a 2% em relação à norma ISO-5167 (2003). Na montagem invertida da placa de orifício foi observada uma redução na diferença de pressão entre as faces da placa de orifício em comparação à montagem correta, resultando em um maior valor necessário para o coeficiente de descarga. De acordo com os resultados deste trabalho a determinação do coeficiente de descarga para a montagem invertida da placa de orifício depende do número de Reynolds, ângulo de chanfro e da dimensão do orifício de restrição. Este trabalho apresenta ainda resultados para a determinação da vazão em condição de montagem invertida da placa, que podem ser abordados em trabalhos futuros para estimativa do coeficiente de descarga em condições adversas de montagem.

This work is part of the research and development, at the Institute for Advanced Studies (IEAv), of the first Brazilian hypersonic vehicle prototype, the 14-X airplane. As this vehicle will be propelled by scramjet (supersonic combustion ramjet) engines, this work presents detailed two-dimensional CFD analyses of the airflow in the intake system of such engines based on the 14-XB scramjet geometry and the expected flight conditions. The main objective is to study the airflow in the intake of the 14-XB at nominal flight condition and also for some off-design flight conditions and geometry using numerical methods and models available in the Fluent code. Off-design values of the vehicle velocity, angle of attack and altitude as well as of the angle of the inlet compression ramp and the number of inlet compression ramps were chosen to show how these changes impact the overall intake airflow. In this study are presented results for the airflow in the entire intake system and of specific flow variables at the engine combustor entrance, as well as calculation results of some intake performance parameters. Both, wall temperature and free stream flow turbulence effects on the intake airflow have also been analyzed. Investigation of viscous flow modeling and of the effects of temperature-dependent air properties has also been performed. Inviscid flow calculations have been performed to serve as a comparison basis for the viscous flow effects and as preliminary information of the airflow. A model validation analysis of the k-kl-? and Transition SST transition models has shown that both models can calculate BL and shock wave interactions (SWBLI) quite well, although, the k-kl-? is better to calculate the separation region whereas the Transition SST is superior to predict the reattachment point. Wall temperature has shown to affect quite significantly SWBLI while viscous flow modeling has shown to have an important impact on the intake airflow with some degradation of the intake system performance.