When developing mobile applications without the use of AI tools, developers may encountererrors or issues that prolong the development process due to the time it takes to researchsolutions. With AI tools like ChatGPT becoming more advanced and widely available, thesetools can aid a developer while programming. Therefore, this study aims to highlightdifferences in the code generated by ChatGPT compared to code written by this author. Comparisons of ChatGPT’s code with the frameworks SwiftUI and Flutter will also be madeto highlight any differences. By creating four apps, two without the use of AI within SwiftUI and Flutter, and two throughprompting ChatGPT to generate code within these frameworks, comparisons and analysis ofusing ChatGPT as a development tool can be made. Measurements regarding size, time,memory use, CPU, and A/B testing highlight differences between the applications. This study found that ChatGPT could visually recreate a weather app and significantlyreduced development time, as well as producing smaller applications compared to theirHuman counterparts. However, with different code solutions, the performance of the appsdiffered, which could influence the choice of using ChatGPT as a development tool.Furthermore, this study highlighted differences between ChatGPT’s two apps as they usedvastly different solutions and followings of best practices. The two apps also differed in thenumber of prompts necessary and the success of these prompts.

A conversão de vibração em energia elétrica tem sido investigada por diversos grupos de pesquisa na última década. A principal motivação é a prospecção de fontes alternativas de energia elétrica para sistemas eletroeletrônicos remotamente operados e com fontes limitadas de energia. Diferentes mecanismos de transdução são investigados na literatura para a coleta de energia, entretanto, o piezelétrico tem se destacado devido à densidade de energia que proporciona e também facilidade de uso. Uma alternativa promissora que começa a ser estudada por alguns grupos de pesquisas é a conversão de energia de oscilações aeroelásticas em energia elétrica. Apesar da natureza destrutiva da maioria dos fenômenos aeroelásticos, eles apresentam um grande potencial para o estudo de novos mecanismos e sistemas para coleta de energia. A conversão piezelétrica de energia a partir de oscilações aeroelásticas lineares tem sido investigada. Entretanto, a geração piezoaeroelástica de energia pode se tornar mais atrativa e prática se realizada a partir sistemas aeroelásticos não lineares. A conversão se daria a partir de oscilações persistentes e com amplitude limitada (oscilações em ciclo limite – LCO) ocorrendo em um amplo intervalo de velocidades de escoamento. Define-se o objetivo deste projeto como a investigação numérica da conversão piezelétrica de energia a partir de oscilações aeroelásticas não lineares. Um modelo por elementos finitos para placa plana com piezocerâmicas é desenvolvido, respeitando-se as hipóteses de uma placa de von Kàrmàn. O carregamento aerodinâmico não estacionário é determinado a partir do método de malha de dipolos e uma aproximação do domínio do tempo obtida a partir da formulação apresentada por Roger. Os resultados eletroaeroelásticos são apresentados para asas com diferentes razões de aspecto investigadas em uma ampla faixa de velocidades e considerando-se diversos valores de resistores no domínio elétrico. / The converting of vibration into usable electrical energy has been investigated by several researches groups in the last decade. The main motivation is the possibility of obtaining alternatives electrical energy sources to power electronic system remotely operated and with limited energy sources. Different transduction mechanism has been presented in the energy harvesting literature. However the piezoelectric has been gained more attention because not only of its power density but also its ease of use. A promissory alternative that is becoming studied is the converting of aeroelastic oscillation into electrical energy. Despite of the destructive nature of unstable aeroelastic phenomena (such as, flutter), they present a great potential to the study of innovative mechanism to harvest energy. Although the piezoelectric energy conversion using linear aeroelastic has been investigated in the literature, the use of non linear aeroelastic system can be more practical and attractive. The non linear aeorelastic harvesting occurs by persistent oscillation and with limited amplitudes (Limited Cycle Oscillation – LCO) and can be performed by considerable velocity interval greater than the linear flutter speed. The objective of this work is to investigate the energy harvesting by non linear aeroelastic oscillation. A finite element model of a thin plate (with piezoceramics) is developed), using the non linear hypothesis of von Karman. The unstable aerodynamic loading is obtained by a doublet-lattice method (DLM) and with its time domain conversion using the Roger approximation. The eletroaeroelastic results are presented for several wings with different aspect ratios, and with different resistance values in the electrical domain. The eletroaeroelastic results of the generator wing are investigated for several airspeed greater than its linear flutter speed.

Aeroelasticidade não linear é uma área multidisciplinar e importante em engenharia aeronáutica e aeroespacial. Aeroelasticidade é o estudo do mecanismo de interação entre os esforços aerodinâmicos e dinâmico-estruturais. Os avanços nas técnicas de CFD se concentram nas aplicações de problemas aerodinâmicos cada vez mais complexos, como os fenômenos associados com a formação e movimento das ondas de choque em escoamentos transônicos e escoamentos separados. Com os desenvolvimentos dos códigos de CFD, o tratamento de problemas aeroelásticos por meio de abordagens computacionais é denominado aeroelasticidade computacional. O objetivo deste trabalho é apresentar uma análise dos efeitos não lineares em aeroelasticidade no domínio do tempo em regime transônico. A metodologia proposta pretende investigar os efeitos não lineares em aerofólios onde são consideradas as não linearidades estruturais e aerodinâmicas. Neste trabalho as não linearidades aerodinâmicas estão associadas à formação e ao passeio das ondas de choque. Nesta situação, verifica-se que a fronteira de ocorrência de flutter é degradada rapidamente na faixa de vôo transônico, onde este fenômeno é denominado de depressão transônica. Dois códigos de CFD foram considerados, ambos baseados na formulação de Euler. Para a solução do sistema aeroelástico no domínio do tempo é aplicado o método Runge-Kutta combinado com o código de CFD. Neste caso, o código de CFD não estacionário é construído em um contexto de malhas não estruturadas. Esta consiste da primeira análise aeroelástica através da metodologia de marcha no tempo utilizando este código de CFD. As respostas aeroelásticas se concentram particularmente para o aerofólio NACA0012 através da história no tempo e retrato de fase para investigar os efeitos típicos não lineares como oscilações em ciclos limite, assim como, são construídas as fronteiras de flutter. Para o cálculo direto da fronteira de flutter é utilizado o código da análise de bifurcação de Hopf, onde o modelo de CFD é baseado no contexto de malhas estruturadas. Em trabalhos anteriores com este código foram obtidas as fronteiras do flutter em perfis e asas simétricos com modelos estruturais lineares. Este trabalho apresenta a primeira análise deste código considerando o modelo estrutural não linear. As não linearidades estruturais concentradas mostraram ter um efeito significativo na resposta aeroelástica podendo ser observadas as oscilações em ciclos limite abaixo da fronteira de flutter. As metodologias de marcha no tempo e análise de bifurcação de Hopf foram comparadas e os resultados apresentaram boa concordância. Isto comprovou a confiabilidade das duas metodologias na análise dos efeitos não lineares em aeroelasticidade. As análises de marcha no tempo com o modelo estrutural não linear também foram realizadas após a ocorrência do flutter e sua influência nas oscilações em ciclos limite foram observadas. / Nonlinear aeroelasticity is a multidisciplinary field, that is important in aeronautics and aerospace engineering. Aeroelasticity can be defined as the science which studies the mutual interaction between aerodynamic and dynamic forces. Computational fluid dynamics (CFD) has matured to the point where it is being applied to complex problems in external aerodynamics, particulary for phenomena associated with shock motions or separation. These two observations have motivated the development of CFD-based aeroelastic simulation, a fiel now being called computational aeroelasticity. The nonlinearities in the aeroelastic analysis are divided into aerodynamic and structural ones. The aim of this work is concerned with an application of time domain analysis for aeroelastic problems in a transonic flow. The methodology here proposed is to present an investigation on the effects of nonlinearities on airfoil flutter where both aerodynamic and structural concentrated nonlinearities are considered. In this work the aerodynamic nonlinearity arises from the presence of shock waves in transonic flows. In this situation, the unsteady forces generated by motion of the shock wave have been shown to destabilize single degree-of-freedom airfoil pitching motion and affect the bending-torsional flutter by lowering the flutter speed at the so-called transonic dip phenomenon. Two CFD tools are employed in the present work and they are based on the Euler formulation. To solve the aeroelastic problem the Runge-Kutta method is applied combined with the CFD code. In this case, the unsteady CFD tool solves flows in the an unstructured computational domain discretisation. This CFD tool had never been used for time domain aeroelastic analysis before. The responses concerned particularly the NACA0012 airfoil by investigating flutter boundary and typical LCO nonlinear effects from phase plane. For direct flutter boundary calculation, Hopf bifurcation analysis is employed, where the CFD code is based on structured grids for computation domain discretisation. Previous work has demonstrated the scheme for both symmetric airfoil and wing with linear structural model. The current work presents the first investigations of the structural nonlinearities effects with the method. The concentrated nonlinearities show to have significant effects on the aeroelastic responses and to provide limit cycle oscillation (LCO) below the flutter speed. Time marching analysis is performed and compared with direct calculation of Hopf bifurcation points. The results agree well and these computational tools have shown to be powerful to analyse nonlinear effects in aeroelasticity. Post bifurcation behavior is analysed to show influence of nonlinear structural terms on LCO with the time marching solver.

Flutter is one of the most important phenomena in which aerodynamic surfaces become unstable in certain flight conditions. Since the 1930&amp / #8217 / s many studies were conducted in the areas of flutter prediction in design stage, research of design methods for flutter prevention, derivation and confirmation of flutter flight envelopes via tests, and in similar subjects for aircraft wings. With the use of controllers in 1960&amp / #8217 / s, studies on the active flutter suppression began. First the classical controllers were used. Then, with the improvement of the controller synthesis methods, optimal controllers and later robust controllers started to be used. However, there are not many studies in the literature about fully movable control surfaces, commonly referred to as fins. Fins are used as missile control surfaces, and they can also be used as a horizontal stabilizer or as a canard in aircraft. In the scope of this thesis, controllers satisfying the performance and flutter suppression requirements of a fin are synthesized and compared. For this purpose, H2, Hinf, and mu controllers are used. A new flutter suppression method is proposed and used. In order to assess the performance of this method, results obtained are compared with the results of another flutter suppression method given in the literature. or the purpose of implementation of the controllers developed, aeroelastic model equations are derived by using the typical section wing model with thin airfoil assumption. The controller synthesis method is tested for aeroelastic models that are veloped for various flow regimes / namely, steady incompressible subsonic, unsteady incompressible subsonic, nsteady compressible subsonic, and unsteady compressible supersonic.

Aeroelasticidade não linear é uma área multidisciplinar e importante em engenharia aeronáutica e aeroespacial. Aeroelasticidade é o estudo do mecanismo de interação entre os esforços aerodinâmicos e dinâmico-estruturais. Os avanços nas técnicas de CFD se concentram nas aplicações de problemas aerodinâmicos cada vez mais complexos, como os fenômenos associados com a formação e movimento das ondas de choque em escoamentos transônicos e escoamentos separados. Com os desenvolvimentos dos códigos de CFD, o tratamento de problemas aeroelásticos por meio de abordagens computacionais é denominado aeroelasticidade computacional. O objetivo deste trabalho é apresentar uma análise dos efeitos não lineares em aeroelasticidade no domínio do tempo em regime transônico. A metodologia proposta pretende investigar os efeitos não lineares em aerofólios onde são consideradas as não linearidades estruturais e aerodinâmicas. Neste trabalho as não linearidades aerodinâmicas estão associadas à formação e ao passeio das ondas de choque. Nesta situação, verifica-se que a fronteira de ocorrência de flutter é degradada rapidamente na faixa de vôo transônico, onde este fenômeno é denominado de depressão transônica. Dois códigos de CFD foram considerados, ambos baseados na formulação de Euler. Para a solução do sistema aeroelástico no domínio do tempo é aplicado o método Runge-Kutta combinado com o código de CFD. Neste caso, o código de CFD não estacionário é construído em um contexto de malhas não estruturadas. Esta consiste da primeira análise aeroelástica através da metodologia de marcha no tempo utilizando este código de CFD. As respostas aeroelásticas se concentram particularmente para o aerofólio NACA0012 através da história no tempo e retrato de fase para investigar os efeitos típicos não lineares como oscilações em ciclos limite, assim como, são construídas as fronteiras de flutter. Para o cálculo direto da fronteira de flutter é utilizado o código da análise de bifurcação de Hopf, onde o modelo de CFD é baseado no contexto de malhas estruturadas. Em trabalhos anteriores com este código foram obtidas as fronteiras do flutter em perfis e asas simétricos com modelos estruturais lineares. Este trabalho apresenta a primeira análise deste código considerando o modelo estrutural não linear. As não linearidades estruturais concentradas mostraram ter um efeito significativo na resposta aeroelástica podendo ser observadas as oscilações em ciclos limite abaixo da fronteira de flutter. As metodologias de marcha no tempo e análise de bifurcação de Hopf foram comparadas e os resultados apresentaram boa concordância. Isto comprovou a confiabilidade das duas metodologias na análise dos efeitos não lineares em aeroelasticidade. As análises de marcha no tempo com o modelo estrutural não linear também foram realizadas após a ocorrência do flutter e sua influência nas oscilações em ciclos limite foram observadas. / Nonlinear aeroelasticity is a multidisciplinary field, that is important in aeronautics and aerospace engineering. Aeroelasticity can be defined as the science which studies the mutual interaction between aerodynamic and dynamic forces. Computational fluid dynamics (CFD) has matured to the point where it is being applied to complex problems in external aerodynamics, particulary for phenomena associated with shock motions or separation. These two observations have motivated the development of CFD-based aeroelastic simulation, a fiel now being called computational aeroelasticity. The nonlinearities in the aeroelastic analysis are divided into aerodynamic and structural ones. The aim of this work is concerned with an application of time domain analysis for aeroelastic problems in a transonic flow. The methodology here proposed is to present an investigation on the effects of nonlinearities on airfoil flutter where both aerodynamic and structural concentrated nonlinearities are considered. In this work the aerodynamic nonlinearity arises from the presence of shock waves in transonic flows. In this situation, the unsteady forces generated by motion of the shock wave have been shown to destabilize single degree-of-freedom airfoil pitching motion and affect the bending-torsional flutter by lowering the flutter speed at the so-called transonic dip phenomenon. Two CFD tools are employed in the present work and they are based on the Euler formulation. To solve the aeroelastic problem the Runge-Kutta method is applied combined with the CFD code. In this case, the unsteady CFD tool solves flows in the an unstructured computational domain discretisation. This CFD tool had never been used for time domain aeroelastic analysis before. The responses concerned particularly the NACA0012 airfoil by investigating flutter boundary and typical LCO nonlinear effects from phase plane. For direct flutter boundary calculation, Hopf bifurcation analysis is employed, where the CFD code is based on structured grids for computation domain discretisation. Previous work has demonstrated the scheme for both symmetric airfoil and wing with linear structural model. The current work presents the first investigations of the structural nonlinearities effects with the method. The concentrated nonlinearities show to have significant effects on the aeroelastic responses and to provide limit cycle oscillation (LCO) below the flutter speed. Time marching analysis is performed and compared with direct calculation of Hopf bifurcation points. The results agree well and these computational tools have shown to be powerful to analyse nonlinear effects in aeroelasticity. Post bifurcation behavior is analysed to show influence of nonlinear structural terms on LCO with the time marching solver.

A conversão de vibração em energia elétrica tem sido investigada por diversos grupos de pesquisa na última década. A principal motivação é a prospecção de fontes alternativas de energia elétrica para sistemas eletroeletrônicos remotamente operados e com fontes limitadas de energia. Diferentes mecanismos de transdução são investigados na literatura para a coleta de energia, entretanto, o piezelétrico tem se destacado devido à densidade de energia que proporciona e também facilidade de uso. Uma alternativa promissora que começa a ser estudada por alguns grupos de pesquisas é a conversão de energia de oscilações aeroelásticas em energia elétrica. Apesar da natureza destrutiva da maioria dos fenômenos aeroelásticos, eles apresentam um grande potencial para o estudo de novos mecanismos e sistemas para coleta de energia. A conversão piezelétrica de energia a partir de oscilações aeroelásticas lineares tem sido investigada. Entretanto, a geração piezoaeroelástica de energia pode se tornar mais atrativa e prática se realizada a partir sistemas aeroelásticos não lineares. A conversão se daria a partir de oscilações persistentes e com amplitude limitada (oscilações em ciclo limite – LCO) ocorrendo em um amplo intervalo de velocidades de escoamento. Define-se o objetivo deste projeto como a investigação numérica da conversão piezelétrica de energia a partir de oscilações aeroelásticas não lineares. Um modelo por elementos finitos para placa plana com piezocerâmicas é desenvolvido, respeitando-se as hipóteses de uma placa de von Kàrmàn. O carregamento aerodinâmico não estacionário é determinado a partir do método de malha de dipolos e uma aproximação do domínio do tempo obtida a partir da formulação apresentada por Roger. Os resultados eletroaeroelásticos são apresentados para asas com diferentes razões de aspecto investigadas em uma ampla faixa de velocidades e considerando-se diversos valores de resistores no domínio elétrico. / The converting of vibration into usable electrical energy has been investigated by several researches groups in the last decade. The main motivation is the possibility of obtaining alternatives electrical energy sources to power electronic system remotely operated and with limited energy sources. Different transduction mechanism has been presented in the energy harvesting literature. However the piezoelectric has been gained more attention because not only of its power density but also its ease of use. A promissory alternative that is becoming studied is the converting of aeroelastic oscillation into electrical energy. Despite of the destructive nature of unstable aeroelastic phenomena (such as, flutter), they present a great potential to the study of innovative mechanism to harvest energy. Although the piezoelectric energy conversion using linear aeroelastic has been investigated in the literature, the use of non linear aeroelastic system can be more practical and attractive. The non linear aeorelastic harvesting occurs by persistent oscillation and with limited amplitudes (Limited Cycle Oscillation – LCO) and can be performed by considerable velocity interval greater than the linear flutter speed. The objective of this work is to investigate the energy harvesting by non linear aeroelastic oscillation. A finite element model of a thin plate (with piezoceramics) is developed), using the non linear hypothesis of von Karman. The unstable aerodynamic loading is obtained by a doublet-lattice method (DLM) and with its time domain conversion using the Roger approximation. The eletroaeroelastic results are presented for several wings with different aspect ratios, and with different resistance values in the electrical domain. The eletroaeroelastic results of the generator wing are investigated for several airspeed greater than its linear flutter speed.

Modern turbomachinery design is characterized by a tendency towards thinner, lighter and highly loaded blades, which in turn gives rise to increased sensitivity to flow induced vibration such as flutter. Flutter is a self-excited and self-sustained instability phenomenon that may lead to structural failure due to High Cycle Fatigue (HCF) or material overload. In order to be able to predict potential flutter situations, it is necessary to accurately assess the unsteady aerodynamics during flutter and to understand the physics behind its driving mechanisms. Current numerical tools used for predicting unsteady aerodynamics of vibrating turbomachinery components are capable of modeling the flow field at high level of detail, but may fail in predicting the correct unsteady aerodynamics under certain conditions. Continuous validation of numerical models against experimental data therefore plays significant role in improving the prediction accuracy and reliability of the models.   In flutter investigations, it is common to consider aerodynamically symmetric (tuned) setups. Due to manufacturing tolerances, assembly inaccuracies as well as in-service wear, the aerodynamic properties in a blade row may become asymmetric. Such asymmetries can be observed both in terms of steady as well as unsteady aerodynamic properties, and it is of great interest to understand the effects this may have on the aeroelastic stability of the system.   Under certain conditions vibratory modes of realistic blade profiles tend to be coupled i.e. the contents of a given mode of vibration include displacements perpendicular and parallel to the chord as well as torsion of the profile. Current design trends for compressor blades that are resulting in low aspect ratio blades potentially reduce the frequency spacing between certain modes (i.e. 2F &amp; 1T). Combined modes are also likely to occur in case of the vibration of a bladed disk with a comparatively soft disk and rigid blades or due to tying blades together in sectors (e.g. in turbines).   The present investigation focuses on two areas that are of importance for improving the understanding of aeroelastic behavior of oscillating blade rows. Firstly, aeroelastic properties of combined mode shapes in an oscillating Low Pressure Turbine (LPT) cascade were studied and validity of the mode superposition principle was assessed. Secondly, the effects of aerodynamic mistuning on the aeroelastic properties of the cascade were addressed. The aerodynamic mistuning considered here is caused by blade-to-blade stagger angle variations   The work has been carried out as compound experimental and numerical investigation, where numerical results are validated against test data. On the experimental side a test facility comprising an annular sector of seven free-standing LPT blades is used. The aeroelastic response phenomena were studied in the influence coefficient domain where one of the blades is made to oscillate in three-dimensional pure or combined modes, while the unsteady blade surface pressure is acquired on the oscillating blade itself and on the non-oscillating neighbor blades. On the numerical side, a series of numerical simulations were carried out using a commercial CFD code on a full-scale time-marching 3D viscous model. In accordance with the experimental part the simulations are performed using the influence coefficient approach, with only one blade oscillating.   The results of combined modes studies suggest the validity of combining the aeroelastic properties of two modes over the investigated range of operating parameters. Quality parameters, indicating differences in mean absolute and imaginary values of the unsteady response between combined mode data and superposed data, feature values that are well below measurement accuracy of the setup.   The findings of aerodynamic mistuning investigations indicate that the effect of de-staggering a single blade on steady aerodynamics in the cascade seem to be predominantly an effect of the change in passage throat. The changes in steady aerodynamics are thereby observed on the unsteady aerodynamics where distinctive effects on flow velocity lead to changes in the local unsteady pressure coefficients. In order to assess the overall aeroelastic stability of a randomly mistuned blade row, a Reduced Order Model (ROM) model is introduced, allowing for probabilistic analyses. From the analyses, an effect of destabilization due to aero-asymmetries was observed. However the observed effect was of moderate magnitude. / <p>QC 20130610</p> / Turbokraft

O cateter irrigado foi comparado com o de 8 mm para ablação com radiofrequência do istmo cavo-tricuspídeo(Ist-CT). Foram randomizados 52 pacientes portadores de flutter atrial típico para ablação com cateter irrigado(grupoI) ou com cateter de 8 mm(grupo II). O bloqueio do Ist-CT foi obtido em 51 pacientes. Não houve diferença estatística em relação aos parâmetros de aplicação de RF entre os dois grupos. A ablação do Ist-CT com cateter irrigado versus cateter de 8mm foi igualmente eficaz e segura no controle do flutter atrial típico. / A 4-mm cooled tip catheter was compared to an 8-mm tip catheter to cavotricuspid isthmus(CTI) ablation. This prospective study enrolled 52 patients with typical atrial flutter to ablation with a closed cooled-tip catheter(group1) or an 8-mm tip catheter. Radiofrequency(RF) applications were performed to achieve complete CTI block wich was achieved in 51 patients. No significant differences were found in the procedure parameters. CTI ablation with an irrigated tip catheter versus an 8-mm tip catheter was equally effective and satisfactorily safe for ablation of typical atrial flutter.

O estudo do comportamento de um perfil de uma seção aerolástica típica, com Reynolds na faixa de microaeronaves, constitui o principal foco deste trabalho, tomando como objetivo a estimativa de parâmetros do fenômeno de flutter. A pesquisa analisa o escoamento de um fluido sobre um corpo (cilindro e perfil de aerofólio) em estado estacionário e oscilante, em escoamento de velocidade constante, e, especificamente, o fenômeno de flutter. As equações de Navier-Stokes, com termo de força, são resolvidas pelo método da fronteira virtual para modelagem da interface escoamento/estrutura, representada pela geometria de um corpo de geometria complexa. Na discretização das equações governantes foi utilizado o método de diferenças finitas, sobre malhas deslocadas, com avanço temporal das velocidades do escoamento por meio de um esquema de Runge-Kutta de ordem 4. Os códigos computacionais, para as simulações das diretrizes e a lógica de cálculo, foram criados no contexto deste trabalho. A verificação foi feita através do método da solução manufaturada por meio de um problema fictício, que tem uma solução analítica conhecida, e que preenche as condições de contorno implementadas no código. O modelo da fronteira virtual é testado para os casos de escoamento sobre cilindro de base quadrada, cilindro de base circular e perfil de aerofólio tipo NACA0012, com malhas regular e não regular, e para condições estacionária e sob oscilação forçada. Foi estudado o comportamento de formação de vórtices, provocados por escoamento uniforme sobre o perfil de aerofólio, através dos coeficientes de arrasto, sustentação e pressão com visualização por meio da vorticidade e linhas de corrente, para vários ângulos de ataque e oscilação forçada com elevação e rotação em torno de um pivô posicionado no centro geométrico do perfil (50% da corda). Finalmente, é apresentada uma determinação numérica das características aeroelásticas para o perfil de aerofólio NACA0012, em escoamento de número de Reynolds ultra baixo (Re = 1.000), e parâmetros de flutter para um caso de baixa frequência de oscilação. / The behavior study of a profile of a typical aerolastic section, with Reynolds in range of micro aerial vehicle, is the main focus of this work, taking as objective the estimation of parameters of flutter phenomenon. The research analyzes of the flow of a incompressible fluid on a body (cylinder and airfoil profile) at steady state and oscillating with constant speed and, specifically, the flutter phenomenon. The Navier-Stokes equations, with force term, are solved by virtual boundary method for modeling interface flow/structure, represented by the geometry of a body of complex geometry. In discretization of the governing equations, the method of finite differences on staggered grid, with temporal advancement of discharge velocity through a Runge-Kutta of order 4. The computer codes, for simulations guidelines and logic calculation, were created in the context of this work. The verification was done by method ofmanufactured solution through a fictional problem, which has a known analytical solution, and satisfies the boundary conditions implemented in code. The model of the virtual boundary is tested for cases of flow over a square cylinder, circular cylinder and profile of a NACA0012 airfoil type, with regular and non-regular meshes, over stationary and forced oscillation conditions. We studied the behavior of vortex formation, caused by uniform flow over the airfoil profile, by the drag, lift and pressure coefficients with view through the vorticity and streamlines for various attack angles and forced oscillation with plunge and pich around a pivot witch was positioned at the geometric airfoil profile (half chord). Finally, it is presented a numerical determination of aeroelastic characteristics for the NACA0012 airfoil profile, flow under ultra low Reynolds number, and flutter parameters for a case of low oscillation frequency.

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.