This thesis covers some aspects of current aircraft design, and presents how experiment and simulation are used as tools. Together they give enhanced effects over employing either one separately. The work presented has been produced using both simulations and experiments. An overview of aircraft design tools is presented, together with a description of their application in research. Participation in two major design projects, HELIX and the Rescue wing, gave an opportunity to combine traditional experimental and computational tools. They also serve as a platform for developing two new tools, the vortex lattice program Tornado and the DoTrack camera based wind tunnel measurement system. The HELIX project aimed at exploring new, unconventional high-lift systems, such as blown flaps, flaperons and active vortex generators. The concepts were investigated with an array of conceptual design tools, ranging from handbook methods to high Reynold’s number wind tunnels. The research was done in several stages. After each stage the concepts failing to reach specifications were discontinued. The active vortex generator concept is followed in detail from the first phase in the HELIX project, and was finally evaluated by full computational fluid dynamics (CFD) and wind tunnel testing. The lessons learned in HELIX were applied to the Rescue wing project, where a kite balloon system for emergency localization was developed. The project is truly multidisciplinary, and both experiment and simulation had to be used in close conjunction. Lack of appropriate methods for measurement and analysis of this kind of device meant that new methods had to be developed. Recent experience of academia working closely together with industry has shown substantial benefits to all parties involved. The synergy of computer modeling and simulation with experiment plays an important role in the common collaborative modus operandi of academia and industry. In particular, the later stages of aeronautic educational programmes should actively pursue such collaboration. / QC 20100910

Esta dissertação apresenta o desenvolvimento e otimização de uma metodologia baseada em código comercial para previsão de ruído em um eslate, além do estudo da dependência do ruído ao variar a camada limite do aerofólio. Com a contínua redução do ruído produzido por motores em aeronaves e as sucessivas restrições nos níveis de certificação, o ruído produzido por dispositivos aerodinâmicos tem ganhado importância no projeto de uma aeronave. Durante o pouso, o ruído gerado pelos dispositivos hiper-sustentadores é classificado dentre os mais relevantes, sendo o eslate um de seus componentes. Este trabalho busca criar e otimizar uma metodologia baseada no código PowerFLOW, assim como estudar a influência das camadas limite do aerofólio na geração de ruído. Tal código é baseado na formulação de Lattice- Boltzmann. As fontes acústicas simuladas são propagadas utilizando uma analogia acústica de Ffowcs-Williams e Hawkings e, então, analisadas utilizando métodos estatísticos de análise de sinais. Estudos de validação e verificação do código baseados em soluções analíticas são apresentados, tais como uma camada de mistura periódica no espaço e a solução dos vórtices de Taylor-Green. A seguir, o aerofólio 30P30N é utilizado em todo o estudo relacionado a eslates, analisando primeiramente a independência da solução em relação ao nível de refinamento da malha e do tamanho do domínio empregados. Baseado nas recomendações de tal estudo, o resultado é comparado com simulações disponíveis na literatura. Com uma maior confiança na metodologia, o trabalho então apresenta estudos variando a camada limite em regiões do eslate, assim como removendo-a completamente em certas regiões do aerofólio ao empregar condições de contorno de livre-escorregamento. O trabalho mostra que a influência das camadas limite do aerofólio é desprezível em relação ao erro do método. Isso é causado pela aparente independência do ruído do eslate em relação ao escoamento perto de sua cúspide. Tal independência permite que a malha computacional seja otimizada, reduzindo o custo da simulação em até 60%. / This dissertation presents the development and optimization of a methodology based on a commercial software to predict slat noise, also studying noise dependency when varying airfoil boundary layers. Due to continuous reduction on aircraft engine noise and successive restrictions on noise certification levels, airframe noise has been gaining importance on aircraft design. During landing, high-lift noise is ranked as one of the most relevant ones, being slat noise one of its components. This work focuses on creating and optimizing a noise prediction methodology based on the software PowerFLOW, and also on studying the influence of airfoil boundary layers on noise generation. Such software is based on Lattice-Boltzmann formulation. The simulated sound sources are propagated using Ffowcs-Williams and Hawkings acoustic analogy and then analyzed by signal analysis methods. Code validation and verification studies based on analytical solutions are presented, such as the spacially-periodic mixing layer and the Taylor-Green vortices solutions. Following, the 30P30N airfoil is employed through the rest of this work, firstly studying the solution independency related to mesh refinement level and computational domain size. Based on recommendations from this study, the results are compared to simulations from the literature. With higher confidence levels on this methodology, the work then presents studies varying the slat boundary layer and also removing it completely by employing free-slip boundary conditions on certain airfoil regions. This work presents that the airfoil boundary layer influence is neglectable when compared to the method error. This is caused by the apparent slat noise independency related to the flowfield near the slat cusp. Such independency allows the computational mesh to be optimized, reducing the simulation cost by up to 60%.

Esta dissertação apresenta o desenvolvimento e otimização de uma metodologia baseada em código comercial para previsão de ruído em um eslate, além do estudo da dependência do ruído ao variar a camada limite do aerofólio. Com a contínua redução do ruído produzido por motores em aeronaves e as sucessivas restrições nos níveis de certificação, o ruído produzido por dispositivos aerodinâmicos tem ganhado importância no projeto de uma aeronave. Durante o pouso, o ruído gerado pelos dispositivos hiper-sustentadores é classificado dentre os mais relevantes, sendo o eslate um de seus componentes. Este trabalho busca criar e otimizar uma metodologia baseada no código PowerFLOW, assim como estudar a influência das camadas limite do aerofólio na geração de ruído. Tal código é baseado na formulação de Lattice- Boltzmann. As fontes acústicas simuladas são propagadas utilizando uma analogia acústica de Ffowcs-Williams e Hawkings e, então, analisadas utilizando métodos estatísticos de análise de sinais. Estudos de validação e verificação do código baseados em soluções analíticas são apresentados, tais como uma camada de mistura periódica no espaço e a solução dos vórtices de Taylor-Green. A seguir, o aerofólio 30P30N é utilizado em todo o estudo relacionado a eslates, analisando primeiramente a independência da solução em relação ao nível de refinamento da malha e do tamanho do domínio empregados. Baseado nas recomendações de tal estudo, o resultado é comparado com simulações disponíveis na literatura. Com uma maior confiança na metodologia, o trabalho então apresenta estudos variando a camada limite em regiões do eslate, assim como removendo-a completamente em certas regiões do aerofólio ao empregar condições de contorno de livre-escorregamento. O trabalho mostra que a influência das camadas limite do aerofólio é desprezível em relação ao erro do método. Isso é causado pela aparente independência do ruído do eslate em relação ao escoamento perto de sua cúspide. Tal independência permite que a malha computacional seja otimizada, reduzindo o custo da simulação em até 60%. / This dissertation presents the development and optimization of a methodology based on a commercial software to predict slat noise, also studying noise dependency when varying airfoil boundary layers. Due to continuous reduction on aircraft engine noise and successive restrictions on noise certification levels, airframe noise has been gaining importance on aircraft design. During landing, high-lift noise is ranked as one of the most relevant ones, being slat noise one of its components. This work focuses on creating and optimizing a noise prediction methodology based on the software PowerFLOW, and also on studying the influence of airfoil boundary layers on noise generation. Such software is based on Lattice-Boltzmann formulation. The simulated sound sources are propagated using Ffowcs-Williams and Hawkings acoustic analogy and then analyzed by signal analysis methods. Code validation and verification studies based on analytical solutions are presented, such as the spacially-periodic mixing layer and the Taylor-Green vortices solutions. Following, the 30P30N airfoil is employed through the rest of this work, firstly studying the solution independency related to mesh refinement level and computational domain size. Based on recommendations from this study, the results are compared to simulations from the literature. With higher confidence levels on this methodology, the work then presents studies varying the slat boundary layer and also removing it completely by employing free-slip boundary conditions on certain airfoil regions. This work presents that the airfoil boundary layer influence is neglectable when compared to the method error. This is caused by the apparent slat noise independency related to the flowfield near the slat cusp. Such independency allows the computational mesh to be optimized, reducing the simulation cost by up to 60%.