Nesta pesquisa estuda-se a instabilidade aeroelástica de painéis no regime supersônico com não-linearidade estrutural e aerodinâmica empregando uma das expansões do método de perturbações conhecida como técnica de múltiplas escalas de tempo. O problema é formulado utilizando-se as equações diferenciais de grandes deflexões de uma viga e as de von Kármán, para placas planas. Essas equações são discretizadas com o Método de Elementos Finitos. A Teoria do Pistão não-linear relaciona a pressão externa aerodinâmica com o movimento da placa. Os resultados obtidos no programa são representados graficamente como ciclos limites, sendo discutidos e comparados com a literatura.

The present work describes the efforts towards the implementation of upwind schemes to simulate supersonic and hypersonic cold gás flows. The class of flux vector splitting schemes has been chosen, and the particular methods implemented are the van Leer and Liou schemes. Results for different freestream Mach numbers and mesh topologies are discussed in order to assess the comparative performance of the various spatial discretization schemes. The flow is modeled by 3-D Euler equations through the use of a cell centered, face-based data structure finite voluma method applied in an unstructured grid context. Time integration of the system of equations is performed using an explicit, 5-stage, Runge-Kutta scheme. Mesh refinement routines are available in the original code and they are able to handle tetrahedra, hexahedra, triangular-base prisms and square-base pyramids. The full multigrid procedure is also available in the base code to accelerate the convergence to steady state. In the present work, the author has studied possible forms of integrating the multigrid and the mesh refinement procedures, which were both originally available in the base code. The results obtained provide evaluation and comparison of the present methods with regard to oblique shock wave capturing, as well as the behavior of property values such as pressure, density and Mach number contours. Finally, the work presents a discussion on the relative characteristics of each method.

Apresenta-se um modelo numérico para solução não-permanente dos coeficientes aerodinâmicos de um perfil fino em regime compressível, para escoamentos subsônico e supersônico. O método presta-se como ferramenta em análises de anteprojeto visto seu baixo custo e rapidez. A solução apresentada (resposta indicial) pode ser extrapolada em outros estudos como cálculos de rajadas, derivadas de drapejo (flutter), derivadas de estabilidade e outros movimentos quaisquer. As hipóteses consideradas são fluido não viscoso, escoamento irrotacional e admite-se o conceito de pequenas perturbações. No presente trabalho o estudo é restrito à equação clássica da aerodinâmica não estacionária (equação do potencial de perturbação de velocidade linearizada) escrita em um referencial fixo ao corpo que se move com velocidade constante. É obtida numericamente a resposta indicial do perfil. Isto é, seja um perfil movendo-se com velocidade constante num meio em repouso e, num tempo igual a zero, inicia-se um movimento de translação vertical sem ângulo de ataque no perfil. São resultados do modelo proposto os coeficientes de sustentação e de momento, bem como a distribuição de pressão sobre a corda ao longo do tempo (em número de cordas percorridas pelo perfil). A modelagem numérica é feita através da discretização de uma placa plana em segmentos uniformes e a singularidade utilizada é vórtice em regime compressível. O método é validado usando soluções disponíveis na literatura, sendo que a solução analítica para o regime supersônico é desenvolvida no trabalho.