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The Operational Modal Analysis technique is a methodology very often applied for the identification of dynamic systems when the input signal is unknown. The applied methodology is based on a technique to estimate the Frequency Response Functions and extract the modal parameters using only the structural dynamic response data, without assuming the knowledge of the excitation forces. Such approach is an adequate way for measuring the aircraft aeroelastic response due to random input, like atmospheric turbulence. The in-flight structural response has been measured by accelerometers distributed along the aircraft wings, fuselage and empennages. The Enhanced Frequency Domain Decomposition technique was chosen to identify the airframe dynamic parameters. This technique is based on the hypothesis that the system is randomly excited with a broadband spectrum with almost constant power spectral density. The system identification procedure is based on the Single Value Decomposition of the power spectral densities of system output signals, estimated by the usual Fast Fourier Transform method. This procedure has been applied to different flight conditions to evaluate the modal parameters and the aeroelastic stability trends of the airframe under investigation. The experimental results obtained by this methodology were compared with the predicted results supplied by aeroelastic numerical models in order to check the consistency of the proposed output-only methodology. The objective of this paper is to compare in-flight measured aeroelastic damping against the corresponding parameters computed from numerical aeroelastic models. Different aerodynamic modeling approaches should be investigated such as the use of source panel body models, cruciform and flat plate projection. As a result of this investigation it is expected the choice of the better aeroelastic modeling and Operational Modal Analysis techniques to be included in a standard aeroelastic certification process.

This work presents a structural optimization aided design methodology for composite laminated plates subject to fluid-structure interaction. The goal of the optimization procedure is to increase the flutter speed onset through the maximization of natural frequencies related to the vibration modes involved in the phenomenon. The aeroelastic stability analysis is performed using ZAERO software system, which includes ZONA 6 unsteady lifting surface method. The finite element method is applied to solve the structural model equilibrium equations, the eigenvalues sensitivities with respect to design variables are calculated analytically, and sequential linear programming is applied. The maximization is accomplished using two methods; the first method uses an aeroelastic analysis to determine which eigenmode causes the flutter onset, and its eigenvalue is then maximized. In the second method, a forward finite difference method is applied and the flutter speed sensitivities with respect to the eigenvalues are calculated. This sensitivity is used to guide the optimization process. Finally, a topology optimization problem is formulated to reduce the plate mass under a minimum flutter velocity constraint, using density distribution as the design variable.

This paper presents an expedient transonic correction technique to compute unsteady pressure distributions and aeroelastic stability in the transonic flow regime. The transonic correction procedure here is an improvement of the downwash weighting method proposed previously by several authors. The previous downwash weighting methods could provide pressure and/or force corrections to some extent by applying different weighting methods on the lifting-surface self-induced downwash resulting from aeroelastic structural displacements or prescribed motions. However,the resulting pressure/force solutionswere often foundto be inconsistent, becausethey all failed toinclude the proper transonic unsteady and out-of-phase effects. Our improved downwash correction method is a rational formulation to include proper transonic effects, as this formulation is based on a successive kernel expansion procedure established in accord with the formal pressure-downwash relation. Accordingly, the developed transonic correction procedureisaproperandrational onethatis expectedtoyield moreconsistent aeroelasticsolutions.This procedure is now a fully developed program, known as the transonic weighting aerodynamic influence coefficient procedure in the ZAERO software system, or ZTAW. Computed results by ZTAW for the unsteady pressures and aeroelastic stability boundaries for four selected wing planforms (AGARD 445.6, F-5, LANN, Lessing wings) are found to be in good agreement with measured data. In contrast to the computational-fluid-dynamics-based methods of computational aeroelasticity, the present procedure is proven to be far more computationally efficient and industrially viable while yielding comparable aeroelastic solutions.

A finite -difference Navier -Stokes code is used in order to study the linearity of aerodynamic loads with respect to the dynamic angle of attack in three dimensional transonic flow. Steady and unsteady pressure coefficients for prescribed rigid angle of attack motion are computed for a F -5 wing for which the method has been previously validated. The study is aimed at identifying the conditions under which approximate flutter analyses based on corrections to aerodynamic influence coefficients may be used. Results indicate that higher harmonics of the unsteady loads are present in the aerodynamic response and that the boundaries for linear behavior depend on the spanwise location along the wing.

The present work addresses a sensitivity analysis investigation of the aeroelastic stability margins for the VSB-30 sounding rocket during the atmospheric flight phase. Parametric stability analyses are performed considering variations of the inertia properties of the modular payload. Such variations can be caused by different type and/or number of experiments (payload modules). The aerodynamic model is based on a supersonic unsteady potential aerodynamic method. Freestream conditions depend on the flight speed and atmosphere. An equivalent structural dynamic model of the rocket is represented by a beam-like structure. The objective of this investigation is to establish an aeroelastic model for aeroelastic stability and response analyses, as well as a procedure for the identification of stability margins for rockets. The resulting aeroelastic model should be further used in MDO processes for the improvement of the vehicle flight performance. The results of the present effort indicate that the flutter behavior of the VSB-30 sounding rocket is sufficiently robust inside the operational envelope, even considering the environmental and loading conditions. The spinning effect, in this case, does not play a significant role, because the flutter margins remain almost unaltered with and without VSB-30 body spin.

This paper presents a study on aeroelastic analyses of composite laminated wings subject to large displacements through the coupling of a nonlinear corotational shell finite element (FE) with an unsteady vortex-lattice method (UVLM) formulation. A FE implemented for the analysis of flat plates has been extended to model laminated composites with different lamina orientations. An UVLM formulation that is capable of coupling with this large displacement structural model is implemented. An explicit partitioned method is evaluated for the coupling of both models, using spline functions to interpolate information from the structural operator to the aerodynamic one, inside a Generalized-a time-marching solution. The resulting aeroelastic formulation provides a framework for the nonlinear aeroelastic analyses of structures made of composite material allowing the characterization of their nonlinear behavior and simulation of the limit-cycle oscillation response. Flat plate laminated wings designed for high flexibility and low flutter speed onset are used as investigation models. Effects of nonlinearities are easily observed in the numerical results, which are promising for expansion of the work and application to the analysis of more refined and complex composite flexible wings.

The paper addresses further investigations on downwash correction methods for aeroelastic stability analyses in the transonic regime. The main concern is the investigation of the influence of the nature of the lifting surface motion, considering a general elastic body modal displacement to compute unsteady pressures. A finite-difference Navier-Stokes code is used to calculate the unsteady aerodynamic loads due to a three dimensional transonic flow. The unsteady pressure coefficients computed using this code are used as a reference state for flutter analyses based on a linearized aerodynamic theory using the downwash weighting method. The test case considered is the well-known AGARD wing 445.6 standard aeroelastic configuration. The results are compared with previous theoretical investigations.

The paper is concerned with downwash correction methods for aeroelastic stability analyses in the transonic regime. The effects of the formulation used in the calculation of nonlinear, unsteady reference pressures are addressed, together with the influence of the motion amplitude. A finite-difference Euler/Navier–Stokes code is used to calculate the unsteady aerodynamic loading due to dynamic angle of attack variations in three-dimensional transonic flow. The computed unsteady pressure coefficients are used as a reference state for flutter analyses using the downwash weighting method. The test case considered is the well-known AGARD wing 445.6 standard aeroelastic configuration. The configuration is subjected to rigid body pitching oscillation about the mid-chord point at the root section. Flutter boundaries are computed using either inviscid or viscous-based unsteady pressures in the downwash correction methodology. The results are compared with available experimental data and they indicate that both viscous and thickness effects play an important role on the flutter prediction capability.

This thesis presents a control methodology to address the problem of formation flight of autonomous aircraft with a control system capable of avoiding obstacles. A literature review was performed to explore some of the essential fields needed to implement a control system that can solve this problem. The main configurations of formations of autonomous vehicles were studied, as well as the principal control techniques available in the literature, and applied to formation flight. The sensors for UAV navigation and sensors for obstacle identification were also studied. Eventually, some results obtained from the literature were presented, which show benefits coming from formation flight, like induced drag reduction for the aircraft set. Also, some formation geometries like V formation, Echelon, Chevron, and inverted V were studied. A quadrotor model was developed, which is used as the standard model for aircraft formation. The theory used to perform model predictive control is also presented, as well as the technique used to track the desired planned trajectory. Moreover, it is described how the sensors, disturbance, and noise were simulated, as well as the techniques and modifications implemented in the control methodology to perform obstacle avoidance, make use of soft constraints, and improve algorithm runtime. Eventually, it is presented the simulation results using the quadrotor model previously developed. In these simulations, the aircraft perform formation flight in an obstacle-laden environment. The simulations included disturbance and noise effects as well as other real-world issues. The main contribution of this work is the establishment of a new controller design methodology using the MPC technique applied to the formation flight with obstacle avoidance problem. Such that the nonlinear aircraft model as well as the uncertainty, noise, disturbance, and other problems, which occur during an aircraft\'s mission are taken into account. Esta dissertação apresenta uma pesquisa a respeito de voo autônomo de aeronaves em formação, com sistema de controle capaz de efetuar desvio de obstáculos. É feita uma revisão bibliográfica que explora tópicos essenciais para se implementar um sistema de controle capaz de resolver o problema. São estudadas as principais configurações de formação de veículos autônomos, assim como as principais técnicas de controle presentes na literatura aplicadas para voo em formação. São estudados também sensores utilizados para navegação de VANT\'s assim como sensores capazes de identificar obstáculos. Por último são apresentados alguns resultados que indicam benefícios advindos do voo em formação, como a redução no arrasto induzido do conjunto das aeronaves, também são estudadas geometrias de formação como V, echelon, chevron e V invertido. Foi desenvolvido um modelo para um quadrirrotor, que é utilizado como modelo padrão das aeronaves na formação. É apresentada a teoria utilizada para implementação de controle preditivo e a técnica utilizada para se realizar o seguimento da trajetória planejada. Além disso, é descrito como os sensores, distúrbios e ruídos foram simulados, assim como as técnicas e modificações realizadas na metodologia de controle apresentada, para que seja possível realizar desvio de obstáculos, utilizar restrições flexíveis e obter um melhor desempenho computacional do algoritmo. Por fim são apresentados os resultados de simulações realizadas, se utilizando o modelo de quadrirrotor encontrado, onde as aeronaves voam em formação em regiões com obstáculos. Nas simulações é incluído o efeito de distúrbios, ruídos e outros aspectos relativos à implementação no mundo real. A principal contribuição deste trabalho é o estabelecimento de uma metodologia para projeto de controlador utilizando a técnica de controle preditivo, para o problema de voo em formação com desvio de obstáculos. De forma a se levar em consideração um modelo não linear da aeronave simulada, assim como incertezas, distúrbio, ruído e outros problemas típicos encontrados durante a missão da aeronave.

Leis de controle e os consequentes processos de automação foram um marco histórico para a melhoria de desempenho, segurança e versatilidade em diversos setores, especialmente no aeronáutico. A gama de possibilidades é extremamente elevada, com soluções diversificadas sendo que a capacidade elevada de moldar a dinâmica da aeronave justificam o imenso interesse acadêmico e industrial em técnicas controle, especialmente na categoria conhecida como controle ótimo. Nesse contexto, essa dissertação objetiva estudar a aplicação de duas técnicas de controle ótimo, fundamentadas no regulador linear quadrático (Linear Quadratic Regulator - LQR) para o estabelecimento eficiente de curvas coordenadas, afim de avaliar as características individualmente e, posteriormente, comparar os resultados obtidos entre ambas as metodologias, denominadas por controlador quadrático linear integral (Linear Quadratic Integral - LQI) e \"seguidor de modelo\" (Model Following - MF). Com este objetivo, simulações foram realizadas com um modelo linear de uma aeronave convencional, em quatro condições de voo distintas, para capturar as características de ambas abordagens escolhidas, sendo realizadas análises no domínio do tempo e da frequência para interpretar os resultados obtidos. Estes demonstraram que as duas abordagens são eficientes em coordenar as curvas realizadas pela aeronave rapidamente, ao passo que possuem boas margens de estabilidade e propriedades de rejeição de perturbações e ruídos. Em termos de simplicidade, são obtidas excelentes características através do LQI, enquanto que uma maior uniformidade no envelope de voo é observada ao utilizar a abordagem do MF. Control laws and the consequent automation processes were a historic milestone for improving performance, safety and versatility in various sectors, especially in the aeronautical field. The range of possibilities is extremely wide, with diversified solutions and high ability to shape the dynamics of the aircraft, which justifies the immense academic and industrial interest in control techniques, especially in the category known as optimal control. In this context, the present work aims to study the application of two optimal control techniques, based on the linear quadratic regulator (Linear Quadratic Regulator - LQR), for the efficient establishment of coordinate turns, to evaluate the characteristics individually and, later, to compare the results obtained between both methodologies, called linear quadratic integral controller (Linear Quadratic Integral - LQI) and \"model follower\" (Model Following - MF). Therefore, simulations were performed with a linear model of a conventional aircraft in four different flight conditions, to capture the characteristics of both chosen approaches, where the analyzes were made in the time and frequency domains to interpret the obtained results. It can be concluded that the two approaches are efficient in quickly coordinating the turns performed by the aircraft, while having good stability margins, noise and disturbance rejection properties. In terms of simplicity, excellent characteristics are obtained through LQI, while greater uniformity in the flight envelope is observed when using the MF approach.

Com o aumento da demanda energética e preocupação em se utilizar fontes de energia consideradas limpas, a indústria de aerogeradores tem se expandido, sobretudo na produção de turbinas com maior capacidade de geração, que consequentemente exigem equipamentos maiores e mais robustos. Nesse ínterim, a necessidade de desenvolvimento de máquinas que sejam mais leves e menos custosas, aliada à preocupação em assegurar sua durabilidade em anos de exposição às adversidades do meio, como mudanças abruptas das condições atmosféricas ou mesmo acidentes durante a operação, levantam questões ligadas às especificações de esforços sob os quais o aerogerador está submetido em sua região de instalação. Em meio a esse contexto, o presente estudo apresenta e analisa uma coletânea de dados provenientes de simulações numéricas de turbinas eólicas em diferentes condições de vento para averiguar como os esforços solicitantes oscilam em dadas combinações de velocidade, turbulência e eventos extremos. O estudo foi desenvolvido com auxílio da ferramenta OpenFAST, uma plataforma para simulações de aerogeradores que combina métodos de dinâmica de sistemas multicorpos, teoria de quantidade de movimento no elemento de pá, dinâmica modal e rotinas de controle para compor a modelagem e descrever o comportamento de toda a turbina ao longo de sua operação. As simulações são tomadas com base em cenários descritos na norma técnica IEC 61400-1 para projeto de equipamentos eólicos, na qual encontram-se as definições do modelo de vento normal e modelagem de casos extraordinários, os quais o aerogerador deve ser capaz de suportar. Definidas as ferramentas de cálculo e a sua metodologia, foram selecionados três modelos de turbinas eólicas para realizar as simulações e fez-se o levantamento de parâmetros estatísticos para observar as principais tendências dos esforços em função das condições de vento. Em relação aos eventos extremos, são indicados os valores máximos e mínimos dos esforços em cada situação, a fim de determinar quais componentes das solicitações estruturais são mais impactados de acordo com os diferentes cenários de operação empregados. As the electricity demand and green energy concerns increase, wind power industry has expanded, and it includes the design of turbines with greater power capacity that require larger and more resistant components. Meanwhile, the need for the development of lighter and lower cost machines, combined with concerns about their durability during years of exposition to environment conditions, as sudden changes on atmosphere or accidents during their operation, arise questions about the determination of internal loads that a wind turbine must be able to resist according to the place it is installed. In this context, the current study presents a set of data extracted from numerical simulations of wind turbines under different wind conditions in order to evaluate the behavior of these forces and moments in terms of flow velocity, turbulence and extreme events. The study was based on OpenFAST , an opensource tool that allows one to simulate a wind turbine in some specific environment conditions according to the users definitions. The platform combines multibody system dynamics, blade element momentum theory, modal analysis and control loops to describe the whole turbine and its operation. All the cases reported in this research are made based on IEC 61400-1 standards for design of wind energy systems. In this text, there are instructions for modeling wind speed field in each case of normal and extraordinary cases that must be used as design requirements. Therefore, three wind turbine models were used to build the set of simulations and report the variation of structural loads according to wind condition. On the extreme cases, there are indications of maximum and minimum values of loads in each situation, so that one can verify the effects on components of their structure according to the wind flow features.

Para um país como o Brasil, em que a matriz de transporte é predominantemente rodoviária, a questão da redução do coeficiente de arrasto em veículos pesados, como ônibus e caminhões, é particularmente importante. O projeto de tais veículos deve trazer o compromisso entre o transporte do maior número de pessoas, ou da maior quantidade de mercadorias, e o menor custo de operação possível. O arrasto aerodinâmico corresponde a uma parcela significativa da resistência total ao avanço quando o transporte é feito por vias de alta velocidade. Diversas técnicas para redução do arrasto aerodinâmico têm sido desenvolvidas e estudadas ao longo dos anos. Embora métodos ativos tenham ganhado mais espaço nos últimos tempos, soluções passivas continuam sendo muito interessantes em várias situações, principalmente por causa da simplicidade e dos custos. Neste trabalho o problema foi reduzido para a análise do arrasto aerodinâmico em um degrau descendente com razão entre comprimento e altura igual a 7 e buscou-se investigar a utilização de cilindros como elementos passivos para o controle do escoamento visando ao aumento da pressão de base. A utilização de algoritmos de busca independentes de gradientes, tais quais algoritmos genéticos, mostrou-se extremamente útil para a avaliação experimental do efeito de múltiplos elementos de controle. Foi identificada forte interferência da injeção de ar na base dos cilindros nos resultados de coeficiente de pressão médio no degrau. Os resultados obtidos mostraram ser possível reduzir o arrasto aerodinâmico do corpo principal por meio de cilindros estrategicamente posicionados na região da camada de cisalhamento à jusante de corpos rombudos com ponto de separação fixo. A inserção de múltiplos elementos mostrou-se benéfica quando o agrupamento de cilindros é posicionado desalinhado em relação à direção do escoamento principal, formando um ângulo de ataque negativo, caso o agrupamento pudesse ser tratado como um corpo único. Por outro lado, estimativas mostraram que o arrasto dos elementos de controle é bastante significativo frente à redução do arrasto propiciada pelas modificações na esteira, o que pode restringir as aplicações em problemas de engenharia, como a aplicação que motivou esta tese. Embora análises adicionais sejam necessárias, medições com um anemômetro de fio quente indicam que a inserção de múltiplos cilindros faz com que o ponto de recolamento ocorra mais à jusante, com aumento do comprimento de formação de vórtices. Considering a country like Brazil, where the transport of people and goods is based on roads, the aerodynamic characteristics of heavy vehicles, such as buses and trucks, play an important role. The design of such vehicles should be a trade off between the number of people or products being transported and the operational costs. Therefore, the aerodynamic drag should be kept as low as possible, especially for highways. Many drag reduction techniques have been developed and studied along the years. Although active methods have been gaining attention recently, passive solutions remain very useful in many situations. In this study, the geometry was simplified and circular cylinders were positioned downstream of a backward-facing step (BFS) with aspect ratio (width/height) equals 7, aiming for base pressure recovery. Gradient-free searching methods proved to be very useful during the experiments, especially when analyzing the influence of multiple control elements. It was observed that side air injection plays an important role on the flow. The results show that it is possible to reduce aerodynamic drag of bluff bodies with fixed separation point positioning small circular cylinders in the near wake. Also, the use of multiple control cylinders properly positioned produced a further increase on BFS base pressure. If we could consider the set of cylinders a single porous body, the best results were found for negative angles of attack. On the other hand, it was shown that the drag of the control elements can be quite significant and restrict some applications, such as the one which motivated this thesis. Measurements with a hotwire anemometer shown the increase of the wake length and also the increase of the vortex formation length.

In order to improve commute time for small distance trips and relieve large cities traffic, a new transport category has been the subject of research and new designs worldwide. The air taxi travel market promises to change the way people live and commute by using the concept of vehicles with the ability to take-off and land vertically and to provide passenger\'s transport equivalent to a car, with mobility within large cities and between cities. Today\'s civil air transport remains costly and accounts for 2% of the man-made CO2 emissions. Taking advantage of this scenario, many companies have developed their own Vertical Take Off and Landing (VTOL) design, seeking to meet comfort, safety, low cost and flight time requirements in a sustainable way. Thus, the use of green power supplies, especially batteries, and fully electric power plants is the most common choice for these arising aircrafts. However, it is still a challenge finding a feasible way to handle with the use of batteries rather than conventional petroleum-based fuels. The batteries are heavy and have an energy density still below from those of gasoline, diesel or kerosene. Therefore, despite all the clear advantages, All Electric Aircrafts (AEA) still have low flight autonomy and high operational cost, since the batteries must be recharged or replaced. In this sense, this dissertation addresses a way to optimize the energy consumption in a typical mission of an aerial taxi aircraft. The approach and landing procedure was chosen to be the subject of an optimization algorithm, while final programming can be adapted for take-off and flight level changes as well. A generic VTOL tiltrotor aircraft with full electric power plant model was used to fit the derived dynamic equations of motion. Although a tiltrotor design is used as a proof of concept, it is possible to adapt the optimization to be applied for other design concepts, even those with independent motors for hover and cruise flight phases. For a given trajectory, the best set of control variables are calculated to provide time history response for aircraft\'s rotors RPM, thrust direction and elevators deflexion that, if followed, results in the minimum electric power consumption through that landing path. Methodology includes modeling an electric tiltrotor design, solving the aircraft dynamics through the trajectory using a trim routine, elaborating learning methods for classification to address safety, comfort and design constraints and creating a genetic algorithm for optimization. For the tested cases, performance improvement ranged from 10 to 20% compared with mean energy of possible solutions. Results are highly dependent on the constraints. A fim de melhorar o tempo de deslocamento para viagens de curta distância e aliviar o tráfego nas grandes cidades, uma nova categoria de transporte tem sido tema de pesquisas e de novos projetos. O mercado de transporte por táxi aéreo poderá mudar a forma como as pessoas vivem e se locomovem por meio do conceito de veículos com a habilidade de decolar e pousar verticalmente e que também promovem um transporte equivalente a um carro, com mobilidade dentro de grandes cidades e também entre cidades. O transporte aéreo civil de hoje permanece custoso e representa 2% das emissões de CO2 provocadas pelo homem. Aproveitando esse cenário, muitas empresas desenvolveram seu próprio projeto de decolagem e aterrissagem vertical (VTOL), buscando atender conforto, segurança, baixo custo e tempo de voo de maneira sustentável. Portanto, o uso de fontes de energia renováveis, especialmente baterias e sistemas de propulsão totalmente elétricos, são a escolha mais comum para essas aeronaves que surgem neste mercado. No entanto, ainda é um desafio encontrar uma maneira viável de utilizar baterias e não mais os tradicionais combustíveis à base de petróleo. As baterias são pesadas e têm uma densidade energética menor que a da gasolina, diesel ou querosene. Portanto, apesar de todas as vantagens claras, as aeronaves totalmente elétricas (AEA) ainda possuem baixa autonomia e alto custo operacional, uma vez que as baterias devem ser recarregadas ou substituídas. Nesse sentido, esta dissertação trás uma maneira de otimizar o consumo de energia em uma missão típica de uma aeronave de táxi aéreo. O procedimento de aproximação e aterrissagem é objeto de um algoritmo de otimização e o programa final pode ser adaptado às fases de mudanças de nível e de decolagem também. Uma aeronave VTOL de empuxo rotativo genérica com dados de propulsão totalmente elétrica foi usada como modelo de dinâmica de voo para derivar as equações do movimento. Embora um projeto de empuxo rotativo seja usado como prova de conceito, é possível adequar a otimização para outros tipos de projetos conceituais, mesmo para aqueles com motores independentes para as fases de voo pairado e de cruzeiro. Para uma determinada trajetória, o melhor conjunto de variáveis de controle são calculadas de forma a prover a resposta no tempo para o RPM dos rotores, ângulo de tração e deflexão de profundores da aeronave que, se seguidos, resultam na mínima energia elétrica consumida para essa trajetória. A metodologia inclui a modelagem de uma aeronave de empuxo rotativo elétrica, solução da dinâmica de voo para a trajetória usando uma rotina de compensação, elaboração de métodos de aprendizagem para classificação para endereçar restrições de segurança, conforto e projeto e criação de um algoritmo genético para otimização. Para os casos testados, a melhoria de desempenho variou de 10 a 20% comparada à energia média das possíveis soluções. Os resultados são altamente dependentes das restrições.

Desde o início da história da aviação, a cada novo projeto de aeronave, modificações são realizadas para se obter melhorias nas características aerodinâmicas como, por exemplo, diminuição do arrasto, aumento de sustentação, melhora na manobrabilidade em elevados ângulos de ataque, entre outras. Essas modificações podem ser feitas em diversas partes de uma aeronave como, por exemplo, no perfil aerodinâmico e enflechamento da asa, nas superfícies de controle e até em novas posições da entrada de ar do motor intake. Embora os conceitos de aeronaves com asas de enflechamento negativo, Canard e intake dorsal não sejam novos, ainda não existe uma aeronave que apresente essas três características juntas. Portanto, o presente trabalho teve como objetivo estudar uma aeronave não convencional com essas características. Para isso, testes foram realizados no túnel de vento do Laboratório de Aerodinâmica (LAE), do Departamento de Engenharia Aeronáutica da Escola de Engenharia de São Carlos, da Universidade de São Paulo. Três estudos foram realizados para diferentes ângulos de ataque da aeronave e diferentes ângulos de incidência de três pares de Canard projetados, que foram colocados em duas posições diferentes em relação à asa. No primeiro estudo, as forças aerodinâmicas atuantes na aeronave foram medidas por meio de uma balança aerodinâmica para se obter relações entre seus coeficientes e a eficiência conforme a troca dos pares de Canard. Posteriormente, o estudo do escoamento na entrada do intake dorsal englobou a relação entre a velocidade local no intake, a velocidade do escoamento livre e a recuperação de pressão total no mesmo. Por fim, um mapeamento da vorticidade no campo da asa foi realizado para se analisar a influência do Canard no escoamento raiz da asa. O modelo estudado obteve uma maior eficiência e menor arrasto em elevados ângulos de ataque para ângulos de incidência negativos de Canard. O Canard que se destacou nos dois primeiros estudos foi utilizado no estudo de mapeamento, porém, não apresentou uma influência no escoamento da raiz da asa como desejado. Since the beginning of aviation history, in each new aircraft design, modifications are made to obtain improvements in aerodynamic characteristics such as drag reduction, increase of lift, improvement in maneuverability at high angles of attack. These modifications can be made in different parts of an aircraft, such as, aerodynamic profile, on the control surfaces and even in new intake positions. Although the concepts of aircraft with forward swept wing, Canard and dorsal intake are not new, there is still no aircraft that presents these three characteristics together. Therefore, the present work had as objective to study an unconventional aircraft with these characteristics. Wind tunnel tests were carried out in order to analyze the aerodynamic characteristics at the Aerodynamics Laboratory of the Department of Aeronautical Engineering of EESC-USP. Three studies were carried out for different angles of attack of the aircraft and different angles of incidence of three pairs of Canard, which were placed in two different positions in relation to the wing. In the first study, the aerodynamic forces acting on the aircraft were measured by an aerodynamic balance to obtain relations between their coefficients and the efficiency according to the change of the Canard pairs. Subsequently, the study of flow at the entrance of the dorsal intake included the relation between the local velocity at the intake and the velocity of the free flow and the total pressure recovery. Finally, a mapping of vorticity in the wing field was performed to analyze the influence of Canard on the boundary layer at the root of the wing. The model studied obtained higher efficiency and lower drag at high angles of attack at negative Canard angles of incidence. The Canard that stood out in the first two studies was used in the mapping study, however, it did not present an influence on the root of the wing as desired.

Identificação e predição do comportamento aeroelástico representa um grande desafio para a análise e controle de fenômenos aeroelásticos adversos. A modelagem aeroelástica requer informações tanto sobre a dinâmica estrutural quanto sobre o comportamento aerodinâmico não estacionário. No entanto, a maioria das metodologias disponíveis atualmente são baseadas no desacoplamento entre o modelo estrutural e o modelo aerodinâmico não estacionário. Conseqüentemente, métodos alternativos são bem vindos na área de pesquisa aerolástica. Entre os métodos alternativos está o funcional multicamada, que fornece uma rigorosa representação matemática apropriada para modelagem aeroelástica e pode ser obtido através de redes neurais artificiais. Esse trabalho apresenta uma aplicação desse método, consistindo de um procedimento de identificação baseado em redes neurais artificiais que representam o funcional da resposta aeroelástica. O modelo neural foi treinado usando o algoritmo de Levenberg-Marquardt, o qual tem sido considerado um método de otimização muito eficiente. Ele combina a garantia de convergência do método do gradiente e o alto desempenho do método de Newton, sem a necessidade de calcular as derivadas de segunda ordem. Um modelo de asa ensaiado em túnel de vento foi usado para fornecer a resposta aeroelástica. A asa foi fixada a uma mesa giratória e um motor elétrico lhe fornecia o movimento de incidência. Essa representação aeroelástica funcional foi testada para diversas condições operacionais do túnel de vento. Os resultados mostraram que o uso de redes neurais na identificação da resposta aeroelástica é um método alternativo promissor, o qual permite uma rápida avaliação da resposta aerolástica do modelo. Identification and prediction of aeroelastic behavior presents a significant challenge for the analysis and control of adverse aeroelastic phenomena. Aeroelastic modeling requires information from both structural dynamics and unsteady aerodynamic behavior. However, the majority of methodologies available today are based on the decoupling of structural model from the unsteady aerodynamic model. Therefore, alternative methods are mostly welcome in the aeroelastic research field. Among the alternative methods there is the multi-layer functional (MLF), that allows a rigorous mathematical framework appropriate for aeroelastic modeling and can be realized by means of artificial neural networks. This work presents an identification procedure based on artificial neural networks to represent the motion-induced aeroelastic response functional. The neural network model has been trained using the Levenberg-Marquardt algorithm that has been considered a very efficient optimization method. It combines the guaranteed convergence of steepest descent and the higher performance of the Newton\'s method, without the necessity of second derivatives calculation. A wind tunnel aeroelastic wing model has been used to provide motion-induced aeroelastic responses. The wing has been fixed to a turntable, and an electrical motor provides the incidence motion to the wing. This aeroelastic functional representation is then tested for a range of the wind tunnel model operational boundaries. The results showed that the use of neural networks in the aeroelastic response identification is a promising alternative method, which allows fast evaluation of aeroelastic response model.

Na presente dissertação pretende-se mostrar a motivação, o planejamento e a metodologia usada para desenvolver o projeto e a implementação de um pacote aerodinâmico no veículo de competição da equipe EESC-USP Fórmula SAE da Escola de Engenharia de São Carlos. O principal objetivo no projeto da equipe é a dinâmica veicular. À partir disso, será projetado um pacote aerodinâmico a fim de gerar força de sustentação negativa ou downforce, melhorando a capacidade de tração dos pneus com o asfalto da pista e proporcionando maiores valores de aceleração lateral e velocidade nas curvas. Inicialmente é realizado um estudo para encontrar a melhor configuração nas simulações em dinâmica de fluidos computacional (CFD) a fim de otimizar a relação entre a fiabilidade dos resultados obtidos e o custo computacional deles. Também é feita uma descrição geral dos perfis aerodinâmicos a serem usados e um breve analise deles. Com base nesses resultados são projetados o diferentes dispositivos aerodinâmicos, onde são aplicadas estratégias de alto downforce a fim de otimizar o desempenho deles. Além disso, é realizado uma análise do comportamento aerodinâmico do veículo inteiro, com o intuito de integrar as diferentes componentes do carro que são influenciadas pela aerodinâmica. Também é feito um estudo em dinâmica veicular que visa entender o comportamento do carro em pista sob influência das forças aerodinâmicas. Finalmente, o modelo real do veículo é construído e é levado para pista a fim de realizar uma série de testes para validar os dados encontrados nas simulações. In the present dissertation, it is intended to show the motivation, planning and methodology used to develop the design and implementation of an aerodynamic package in the EESSC-USP Formula SAE\'s race car of the Engineering School of São Carlos. The main objective of the team is vehicle dynamics. From this, an aerodynamic package is designed in order to generate negative lift forces known as downforce, improving the traction capacity between the tires and the asphalt of the track, and providing larger values of lateral acceleration and cornering speeds. Initially, a study to find the best configurations in CFD simulations is performed in order to optimize the rate between reliability of obtained results and computation cost. In addition, a general description and analysis of the aerodynamic profiles used is done. On basis in these results, several aerodynamic devices are designed, and some strategies of high downforce are applied to optimize its performance. Furthermore, an analysis of aerodynamic behavior of the entire vehicle is done with the purpose of integrating other components of the car influenced by aerodynamics. Also, a study about vehicle dynamics is done searching to understand the behavior of the car in track under the influence of aerodynamic forces. Finally, the real model of the race car is constructed and put on track in order to carry out several tests to validate found data in simulations.

Fenômenos aeroelásticos podem levar à drástica redução na vida útil de uma aeronave ou ainda resultam em danos severos à estrutura. Para manter as respostas dinâmicas em níveis aceitáveis técnicas como as estruturas adaptativas têm sido aplicadas. Este conceito explora a integração entre os elementos ativos (atuadores e sensores) e o controlador à estrutura. Dentre os materiais próprios para uso em estruturas adaptativas estão os fluidos eletro-reológicos e magneto-reológicos que tem se mostrado como um dos mais promissores materiais ativos. Estes materiais apresentam rápidas mudanças nas suas propriedades reológicas devido à ação de um campo elétrico ou magnético. Para sua incorporação em uma estrutura é utilizada uma viga sanduíche que tem seu comportamento dinâmico modelado através do método GHM para incorporar a dependência da freqüência dos fluidos ER/MR em um modelo estrutural no domínio do tempo. Através do acoplamento deste modelo com o método da malha de vórtices, é possível estudar a resposta aeroelástica temporal. Também é analisada a eficiência dos fluidos ER/MR no atraso da ocorrência de flutter. Isto é feito com o auxílio do método PK que determina a velocidade crítica de flutter. Aeroelastic phenomena can lead to a drastic reduction in the fatigue life of aircraft or result in severe structural damage. To keep the dynamical responses at acceptable levels techniques such as the so-called adaptive structures have been adopted. This approach integrates active elements and controllers (actuators and sensors) to the structure. Among the materials suitable for adaptive structures are the electro-rheological (ER) and magneto-rheological fluids which are some of the most promising active materials. This kind of materials presents change in their rheological properties due to action of an external field, such as electrical or magnetic. In order to integrate these kind of fluids in the structure a sandwich beam with ER/MR fluids core is studied. The dynamical behaviour is modelled through a GHM method to incorporate the frequency dependence of the ER/MR fluids in a structural time domain model. By coupling this model to a vortex lattice model, it is possible to study the aeroelastic response in time domain. The ER/MR fluids efficiency to delay the flutter occurrence is also studied by using a PK-method that determines a critical velocity of flutter.

A concepção de aeronaves não convencionais a fim de alcançar um determinado desempenho ou melhoria operacional é sem dúvida um dos objetivos mais importantes da engenheira aeronáutica. Tais melhorias envolvem: redução de arrasto, redução da seção transversal, redução de ruído, redução da distância de decolagem e pouso, aumento da eficiência aerodinâmica, aumento da carga útil, entre outros. Por tanto, métodos de otimização multidisciplinar se tornaram em ferramentas muito úteis para aprimorar o projeto conceitual destas aeronaves. Neste contexto, este trabalho teve como objetivo o desenvolvimento do projeto conceitual de uma aeronave não convencional de combate e a análise de desempenho aerodinâmico do seu sistema de admissão de ar (Intake), tendo como principal característica, estar localizado na parte superior da fuselagem da aeronave (Dorsal Intake). O delineamento conceitual foi desenvolvido através da implementação de metodologias de otimização multidisciplinar de projeto (MDO) na fase de projeto paramétrico, integrando conceitos como: entropia estatística, desdobramento da função qualidade (QFD) e análise de restrições. Além disso, foram usados métodos analíticos e teóricos, ferramentas de desenho assistido por computador (CAD) e simulações da dinâmica dos fluidos computacionais (CFD) para otimizar e obter a configuração final da aeronave. Posteriormente, 5 configurações de asa delta foram selecionadas para avaliar as mudanças de desempenho do dorsal intake sob a influência aerodinâmica das superfícies principais da aeronave (Asa e Fuselagem), em regimes de voo subsônico (Mach = 0.4), transônico (Mach = 0.9) e supersônico (Mach = 1.7; 2) a diversos ângulos de ataque (De α = 10º a α = 30º ). Os resultados encontrados neste trabalho foram avaliados em separado, subsequentemente foram integrados, a fim de obter a nova concepção de aeronave não convencional de combate; a aplicação de MDO permitiu estimar as variáveis de projeto ideais para o desenvolvimento do projeto da aeronave, em relação a sua missão. Em contrapartida, os resultados da integração intake-estrutura mostram que apropriadas características de desempenho e compatibilidade foram mantidas durante as fases de voo subsônicas, para as 5 configurações de asa. No entanto, para velocidades transônicas, a configuração canard apresentou um acréscimo nos níveis de recuperação de pressão total, devido ao fluxo de alta energia na parte superior da fuselagem, o qual é produzido pelo vórtice do canard a moderados ângulos de ataque. Finalmente, para velocidades supersônicas, a asa com dispositivos LEX (Leading Edge Extensions) obteve os melhores níveis de recuperação de pressão total, pois a implementação destes dispositivos apresentou uma montagem mais vantajosa com sua fuselagem para gerar o cone de Mach, aumentando os níveis de recuperação de pressão total e reduzindo a distorção na face do motor. No entanto, para velocidades maiores a Mach = 2, sem importar a configuração de asa, a expansão do escoamento sobre a fuselagem e as asas da aeronave produziu um aumento no número Mach local na entrada do intake, o que reduziu os níveis de desempenho e compatibilidade do mesmo. Em consequência, a posição do intake na parte superior da fuselagem representa uma opção de configuração viável para aeronaves que requerem apenas capacidades de ângulo de ataque razoáveis, tais como aeronaves de caça ar-terra, sendo a asa com dispositivos LEX a geometria que representa melhores qualidades de desempenho na maioria dos 3 regimes de voo avaliados. The conception of non-conventional aircraft with the aim of achieving a certain performance or operational improvement is undoubtedly, one of the most important objectives of the aeronautical engineering. These improvements involve: drag reduction, cross section reduction, noise reduction, shortening of take-off and landing distance, increase of aerodynamic efficiency, payload increase, among others. Therefore, optimization multidisciplinary methods became in very important tools to upgrade the conceptual design phase of these aircraft. In this context, this work had as aim the development of the conceptual design of a nonconventional fighter aircraft and the aerodynamic performance analysis of its air intake, having as main characteristic to be located at the top of the fuselage (Dorsal Intake). The conceptual design was developed through the implementation of multidisciplinary design optimization (MDO) methods in the parametric design phase, integrating concepts of: statistical entropy, quality function deployment (QFD) and constraint analysis. Besides that, it was used analytical and theoretical methods, computer-aided design (CAD) tools and computational fluid dynamics (CFD) simulations to optimize and obtain the final aircraft configuration. Subsequently, 5 delta wing configurations were selected to evaluate the dorsal intake performance changes under the aerodynamic influence of the main aircraft surfaces (Wings and Fuselage) in subsonic (Mach = 0.4), transonic (Mach = 0.9) and supersonic (Mach = 1.7; 2) flight regimes, at various angles of attack (From α = 10º to α = 30º ). The results found in this work were evaluated separately, later these were integrated, in order to get the new conception of non-conventional fighter aircraft; the MDO application allowed to estimate the ideal design variables for developing the aircraft design, regarding to its mission. On the other hand, the results of the intake-structure integration shown that appropriate performance and compatibility characteristics were maintained during the subsonic flight stages for the 5 wing configurations. However, for transonic velocities, the canard configuration presented an increase in the total pressure recovery levels, due to the high energy flux on the fuselage, which is produced by the canard vortex at moderate angles of attack. Finally, for supersonic velocities, the wing with LEX (Leading Edge Extensions) devices got the best levels of total pressure recovery, because the implementation of these devices presented a more advantageous assembly with its fuselage to generate the Mach cone, increasing the total pressure recovery levels and reducing the distortion at the engine face. However, for velocities higher than Mach = 2, regardless the wing configuration, the flow expansion on the fuselage and the wings produced an increase in the local Mach number in the intake entrance, which reduced the performance and compatibility levels of it. As a consequence, the top mounted intake position represents an option of viable configuration to aircraft that require only reasonable angles of attack capabilities, such as air-to-ground fighter aircraft, being the wing with LEX devices the geometry that represents better performance qualities in the majority of the 3 evaluated flight regimes.

O método adjunto tem sido extensivamente utilizado como ferramenta de síntese no projeto de aeronaves por permitir que se obtenham sensibilidades de distintas medidas de mérito com relação a parâmetros que controlam a geometria de superfícies aerodinâmicas. O presente trabalho visa uma ampliação das aplicações da formulação contínua do método, ao utilizar propriedades físicas do escoamento nas fronteiras permeáveis do domínio computacional como parâmetros de controle de uma particular medida de mérito. Desse modo é possível, entre muitas possibilidades, determinar a sensibilidade de integrais como sustentação ou arrasto de uma aeronave com relação às condições de cruzeiro, por exemplo. Mais do que isso, essa informação pode ser obtida com a mesma solução adjunta computada para realizar otimização de forma. Vale destacar, ainda, que para que se consiga obter essa informação a partir das equações adjuntas, é necessário que se implemente condições de contorno baseadas em equações diferenciais características, resolvendo o problema de Riemann completo nas fronteiras do domínio. A implementação das usuais condições de contorno homogêneas, vastamente difundidas na literatura, resultaria em gradientes nulos. Esta nova abordagem do método é então aplicada a escoamentos modelados pelas equações de Euler 2-D compressíveis em estado estacionário. Ambos os problemas, físico e adjunto, são resolvidos numericamente com um código computacional que utiliza o método dos volumes finitos com segunda ordem de precisão no espaço e discretização centrada com dissipação artificial. As soluções estacionárias são obtidas ao se postular um termo tempo-dependente e integra-lo com um esquema Runge-Kutta de 5 passos e 2a ordem de precisão. As simulações são realizadas em malhas não-estruturadas formadas por elementos triangulares em 4 geometrias distintas: um bocal divergente, um perfil diamante, um aerofólio simétrico (NACA 0012) e o outro assimétrico (RAE 2822). Os gradientes adjuntos são então validados por meio da comparação com os obtidos pelo método de diferenças finitas nos regimes de escoamento subsônico, supersônico e transônico. The adjoint method has been extensively used as an aircraft design tool, since it enables one to obtain sensitivities of many different mesures of merit with respect to parameters that control the aerodynamic surface geometry. This works aims to open up the possibilities of the method\'s applications by using flow physical properties at the permeable boundaries of the computational domain as control parameters of a particular measure of merit. This way it is possible, among many possibilities, to compute lift or drag sensitivities of an aircraft with respect to cruise conditions, for instance. Moreover, this information can be obtained with the same adjoint solution used to perform shape optimization. It is also worth noting that in order to obtain this information from the adjoint equations it is necessary to implement characteristics-based boundary conditions, resolving the complete Riemann problem at the boundaries of the computational domain. The use of the traditional homogeneous boundary conditions, widely spread in the literature, would lead the gradient to vanish. This new approach of the method is, then, applied to flows modeled by the 2-D steady state compressible Euler equations. Both, physical and adjoint problems are numerically solved with a computational code that makes use of a 2nd order finite volume method and central differences with artifficial dissipation. The steady solutions are obtained by postulating a time-dependent term and integrating it with a 5-stage 2nd order Runge-Kutta scheme. The simulations are performed on unstructured triangular meshes to 4 different geometries: a divergent nozzle, a diamond profile, a symmetric airfoil (NACA 0012) and a assymmetric airfoil (RAE 2822). The adjoint gradients are then validated by comparison with those obtained by finite differences method in subsonic, supersonic and transonic flow regimes.

A aeroelasticidade é a ciência que estuda os fenômenos provenientes das interações entre forças aerodinâmicas, elásticas e inerciais. Estes fenômenos podem ser classificados como estáticos ou dinâmicos e estes divididos em problemas de estabilidade ou de resposta. Destaca-se aqui o flutter, um fenômeno aeroelástico dinâmico de estabilidade. A velocidade crítica de flutter é a fronteira entre a estabilidade e instabilidade de um sistema aeroelástico. Em velocidades menores que a crítica qualquer oscilação é amortecida ao longo do tempo. Na velocidade crítica o sistema aeroelástico apresenta oscilações auto excitadas com amplitude e frequência constantes. Acima da velocidade crítica verificam-se oscilações instáveis que resultam na falha de uma estrutura. Este trabalho apresenta o projeto, fabricação e testes de um modelo experimental para testes de flutter em túnel de vento. O modelo experimental é composto por uma asa rígida conectada a uma suspensão elástica que atribui dois graus de liberdade ao experimento. As características inerciais e elásticas do modelo experimental são determinadas e utilizadas em um modelo aeroelástico computacional. Este modelo utiliza as equações de movimento para uma seção típica combinadas com o modelo aerodinâmico não estacionário de Theodorsen. O método V-g é utilizado para a solução do problema de flutter, ou seja, determinação da velocidade crítica de flutter. Esta solução é confrontada com a velocidade crítica medida em ensaios em túnel de vento. A evolução aeroelástica do modelo experimental é medida e apresentada como respostas no domínio do tempo e da frequência. Aeroelasticity is the science which studies the interaction among inertial, elastic, and aerodynamic forces. Aeroelastic phenomena can be divided in static and dynamic problems and these studied as problems of stability or response. Flutter is a dynamic aeroelastic problem of stability and one of the most representative topics of aeroelasticity. The critical flutter speed can be defined as the frontier between stability and instability. Below the critical speed vibrations are damped out as time proceeds. At the critical flutter speed the system presents a self-sustained oscillatory behavior with constant frequency and amplitude. Unstable oscillations are observed for speeds above the critical one leading to structural failure. The design, fabrication and tests of an experimental model for flutter tests in wind tunnels are presented in this work. The experimental model has a rigid wing connected to a flexible suspension that allows vibrations in two degrees of freedom. The elastic and inertial parameters of the experimental system are used in a computational aeroelastic model. The equations of motion for a typical aeroelastic section and an unsteady aerodynamic model given by Theodorsen are combined and the resulting aeroelastic equations are solved using the V-g method. The computational results are compared with the experimental critical flutter speed measured in wind tunnel tests. The experimental aeroelastic behavior with increasing airflow speed is given in time and frequency domain.

A indústria aeronáutica vem promovendo avanços tecnológicos em velocidades crescentes, para sobreviver em mercados extremamente competitivos. Neste cenário, torna-se imprescindível o uso de ferramentas de projeto que agilizem o desenvolvimento de novas aeronaves. Os atuais recursos computacionais permitiram um grande aumento no número de ferramentas que auxiliam o trabalho de projetistas e engenheiros. O projeto de uma aeronave é uma tarefa multidisciplinar por essência, o que logo incentivou o desenvolvimento de ferramentas computacionais que trabalhem com várias áreas ao mesmo tempo. Entre elas se destaca a otimização multidisciplinar em projeto, que une métodos de otimização à modelos matemáticos de áreas distintas de um projeto para encontrar soluções de compromisso. O presente trabalho introduz a otimização multidisciplinar em projeto (Multidisciplinary Design Optimization - MDO) e discorre sobre algumas aplicações possíveis desta metodologia. Foi realizada a implementação de um sistema de MDO para o projeto de asas flexíveis, considerando restrições de aeroelasticidade dinâmica e massa estrutural. Como meta, deseja-se encontrar distribuições ideais de rigidezes flexional e torcional da estrutura da asa, para maximizar a velocidade crítica de flutter e minimizar a massa estrutural. Para tanto, foram utilizados um modelo dinâmico-estrutural baseado no método dos elementos finitos, um modelo aerodinâmico não-estacionário baseado na teoria das faixas e nas soluções bidimensionais de Theodorsen, um modelo de previsão de flutter que utiliza o método K e, por fim, um otimizador baseado no método de algoritmos genéticos (AGs). São apresentados os detalhes empregados em cada modelo, as restrições aplicadas e a maneira como eles interagem ao longo da otimização. É feita uma análise para a escolha dos parâmetros de otimização por AG e em seguida a avaliação de dois casos, para verificação da funcionalidade do sistema implementado. Os resultados obtidos demonstram uma metodologia eficiente, que é capaz de buscar soluções ótimas para problemas propostos, que com devidos ajustes pode ter enorme valor para acelerar o desenvolvimento de novas aeronaves. The aeronautical industry is always trying to speed up technological advances in order to survive in extremely competitive markets. In this scenario, the use of design tools to accelerate the development of new aircraft becomes essential. Current computational resources allow greater increase in the number of design tools to assist the work of aeronautical engineers. In essence, the design of an aircraft is a multidisciplinary task, which stimulates the development of computational tools that work with different areas at the same time. Among them, the multidisciplinary design optimization (MDO) can be distinguished, which combines optimization methods to mathematical models of distinct areas of a design to find compromise solutions. The present work introduces MDO and discourses on some possible applications of this methodology. The implementation of a MDO system for the design of flexible wings, considering dynamic aeroelasticity restrictions and the structural mass, was carried out. As goal, it is desired to find ideal flexional and torsional stiffness distributions of the wing structure, that maximize the critical flutter speed and minimize the structural mass. To do so, it was employed a structural dynamics model based on the finite element method, a nonstationary aerodynamic model based on the strip theory and Theodorsen’s two-dimensional solutions, a flutter prediction model based on the K method and a genetic algorithm (GA). Details on the model, restrictions applied and the way the models interact to each other through the optimization are presented. It is made an analysis for choosing the GA optimization parameters and then, the evaluation of two cases to verify the functionality of the implemented system. The results obtained illustrate an efficient methodology, capable of searching optimal solutions for proposed problems, that with the right adjustments can be of great value to accelerate the development of new aircraft.

Desde o início da década de 2010, o aumento do preço do combustível de aviação e a pressão da sociedade para redução da emissão de gases nocivos ao meio ambiente, junto com a necessidade de redução de ruído durante as fases de decolagem e pouso, levaram as companhias aéreas a buscar aeronaves mais eficientes. Para suprir essa demanda, os fabricantes de aviões comerciais solucionaram esse problema através do uso de motores de maior desempenho, que apresentam maior diâmetro que motores de gerações passadas. Desse modo, foi necessário projetar asas com maior diedro na região da raiz, possibilitando a instalação desses novos motores, e diedro menor após a seção do motor, adotando assim a solução de asa em gaivota. O presente trabalho visa analisar o impacto de diferentes tipos de asas em gaivota nos coeficientes aerodinâmicos de uma aeronave de configuração comercial típica. Para tanto, foi realizada uma revisão bibliográfica dos estudos envolvendo asas em gaivota. Numa primeira fase foi feito um estudo analítico das características aerodinâmicas de alguns modelos de aeronaves com asa em gaivota, e em uma segunda fase, foram empregadas ferramentas computacionais para analisar seus comportamentos aerodinâmicos. Posteriormente, em uma terceira fase, esses modelos foram ensaiados no túnel de vento do LAE (Laboratório de Aerodinâmica da EESC/USP), e os resultados das três fases foram comparados. Since the beginning of the 2010s, the increasing price of aviation fuel and the pressure of society to reduce the emission of harmful gases into the environment, coupled with the need of noise reduction during the takeoff and landing, induce carrier companies to look for more efficient airplanes. To furnish this demand, the airplane manufacturers solved the problem using high performance engines, which present a larger diameter than the engines from previous generations. Thereby, it was necessary to project wing with higher dihedral on the root portion, enabling the installation of these new engines, and a lower dihedral after the engine section, thus adopting a gull wing solution. This research project aims at analyzing the impact of different types of gull wing on the aerodynamic coefficients of a typical commercial configuration airplane. For this purpose, a bibliographic review about the studies related to gull wings was performed. In a first phase, an analytical analysis of the aerodynamic characteristics of some airplane model with gull wings was done, and in a second phase, computational programs was used to study their aerodynamic behavior. Later, in a third phase, these models were tested in the wind tunnel of LAE (Laboratory of Aerodynamics of EESC/USP), and the results from the three phases were compared.

O crescente desempenho das aeronaves aliado ao desenvolvimento de materiais cada vez mais leves e flexíveis tem levado os projetistas a utilizar coeficientes de segurança estruturais cada vez menores, o que pode tornar as superfícies aerodinâmicas mais susceptíveis a fenômenos aeroelásticos, entre eles o flutter, que deve ser cuidadosamente investigado com ensaios em solo e em voo durante o desenvolvimento e certificação de aeronaves. Para tais ensaios, é importante uma instrumentação adequada, que possa prever o aparecimento de vibrações indesejadas e possa agir de forma menos intrusiva possível, de forma a não modificar o comportamento dinâmico do sistema. Esse trabalho propõe o uso do imageamento infravermelho como instrumento para detecção de flutter, analisando se essa técnica é adequada para tal aplicação e quais as vantagens e desvantagens de seu uso. Para isso é feita uma revisão da literatura pertinente, apresentando conceitos de flutter, mecânica estrutural e tecnologia infravermelho, e em seguida é apresentada uma estrutura conhecida para se testar a técnica referida. São realizados simulações e testes na estrutura para levantamento das suas características e finalmente testes em túnel de vento, onde se verifica o funcionamento desta técnica, seus pontos positivos e pontos que requerem melhorias. The increasing performance of aircraft together with the development of increasingly lightweight and flexible materials has led designers to use smaller structural safety factors, which can make the aerodynamic surfaces more susceptible to aeroelastic phenomena, including flutter, which should be carefully investigated with ground and flight tests during the aircraft development and certification. For such assays, it is important to use proper instrumentation, which can predict the occurrence of unwanted vibrations to act in less intrusive way possible, in order to not modify the system dynamic behavior. This work proposes the use of infrared imaging as a tool for detection of flutter, analyzing whether this technique is suitable for such application, the advantages and disadvantages of their use. For this, a review of the relevant literature is made, presenting flutter concepts, structural mechanics and infrared technology, and then a known structure used to test the technique is presented. Simulations and tests to survey the structure characteristics are presented as well as tests in the wind tunnel, performing the operation of this technique in order to address its positive points and areas that needs improvement.

A identificação de mecanismos modais é uma tarefa que requer um grande esforço ao se considerar geometrias complexas. O uso de materiais inteligentes como tecnologia nesse tipo de identificação vem sendo bastante difundido, principalmente o uso de sensores piezelétricos, como o piezo-fiber composite (PFC). Esse tipo de aplicação pode se tornar uma ferramenta bastante prática no estudo de instabilidades aeroelásticas, em especial o mecanismo modal de flutter. A proposta desse trabalho é criar uma metodologia de análise de flutter simulando o desempenho de materiais piezelétricos, aderidos em laminados compósitos, como sensores modais. Inicialmente, é realizada uma análise aeroelástica da estrutura para se identificar o mecanismo e os modos dominantes para o surgimento do flutter. Em seguida, os modos identificados são detectados pelos sensores com uma determinada potência de sinal. A sensibilidade desse sinal é avaliada de acordo com a posição e configuração do laminado embebido no sensor. Para realizar essa simulação, um modelo de asa é gerado e suas frequências naturais e modos são determinados pelo método dos elementos finitos (MEF). Com esses dados, é possível caracterizar o modelo nas equações de movimento aeroelásticas. O carregamento aerodinâmico dessas equações é obtido utilizando o método dos anéis de vórtice, do inglês: vortex lattice method (VLM). A simulação é realizada em cada velocidade de fluxo e a resposta dos sensores piezelétricos é obtida no domínio do tempo e domínio da freqüência para se analisar a potência do sinal. Foi realizada uma prévia análise de um modelo de asa representado por uma placa e as configurações de maior potência de sinal são identificadas. A posição dos sensores se demonstrou mais sensível do que a configuração do laminado e a utilização de apenas um sensor foi suficiente para identificação do mecanismo modal, o que pode tornar essa tecnologia viável em ensaios de flutter em estruturas de material compósito. For complex aeronautical structures, modal mechanism identification requires a great deal of effort. The use of smart materials has been developed in this application, mainly the sensor application with piezo-fiber composites (PFC). It can become a useful tool in aeroelastic instabilities studies, especially on flutter modal mechanism. This work intends to develop a methodology of flutter analysis evaluating the piezoelectric materials performance, using composites impregnation effects, and working as a modal sensor. First, one aeroelastic analysis is done to identify the flutter mechanism and its dominant modes. Then, it modes is detected by sensors with some specific power of electric signal, whose sensitivity is evaluated according with position and embeeded laminate configuration. This simulation uses a plate model representing a wing, whose natural frequencies and modes are determined by finite element method (FEM). So, given this data, is possible to define the wing model using an equation of motion, whose aerodynamic load is obtained by vortex lattice method (VLM). That equation is solved step by step, for each airspeed considered, then, the PFC response is obtained both in the frequency and time domain. The analysis was done using a metric that qualifies the best configuration according with the power of signal. The sensor position was more significant than the laminate configuration; however, the use of only one sensor is sufficient to identify the modal mechanism, which becomes this technology feasible in flutter test of composite structures.

A Otimização Multidisciplinar em Projeto (em inglês, Multidisciplinary Design Optimization - MDO) é uma ferramenta de projeto importante e versátil e seu uso está se expandindo em diversos campos da engenharia. O foco desta metodologia é unir disciplinas envolvidas no projeto para que trabalhem suas variáveis concomitantemente em um ambiente de otimização, para obter soluções melhores. É possível utilizar MDO em qualquer fase do projeto, seja a fase conceitual, preliminar ou detalhada, desde que os modelos numéricos sejam ajustados às necessidades de cada uma delas. Este trabalho descreve o desenvolvimento de um código de MDO para o projeto conceitual de asas flexíveis de aeronaves, com restrição quanto ao fenômeno denominado flutter. Como uma ferramenta para o projetista na fase conceitual, os modelos numéricos devem ser razoavelmente precisos e rápidos. O intuito deste estudo é analisar o uso de metamodelos para a previsão do flutter de asas de aeronaves no código de MDO, ao invés de um modelo convencional, o que pode alterar significativamente o custo computacional da otimização. Para este fim são avaliados três técnicas diferentes de metamodelagem, que foram escolhidas por representarem duas classes básicas de metamodelos, a classe de métodos de interpolação e a de métodos de aproximação. Para representá-las foram escolhidos o método de interpolação por funções de base radial e o método de redes neurais artificiais, respectivamente. O terceiro método, que é considerado um método híbrido dos dois anteriores, é chamado de redes neurais por funções de bases radiais e é uma tentativa de acoplar as características de ambos em um único metamodelo. Os metamodelos são preparados utilizando um código para solução aeroelástica baseado no método dos elementos finitos acoplado com um modelo aerodinâmico linear de faixas. São apresentados resultados de desempenho dos três metamodelos, de onde se pode notar que a rede neural artificial é a mais adequada para previsão de flutter. O processo de MDO é realizado com o uso de um algoritmo genético multi-objetivo baseado em não-dominância, cujos objetivos são a maximização da velocidade crítica de flutter e a minimização da massa estrutural. Dois estudos de caso são apresentados para avaliar o desempenho do código de MDO, revelando que o processo global de otimização realiza de fato a busca pela fronteira de Pareto. The Multidisciplinary Design Optimization, MDO, is an important and versatile design tool and its use is spreading out in several fields of engineering. The focus of this methodology is to put together disciplines involved with the design to work all their variables concomitantly, at an optimization environment to obtain better solutions. It is possible to use MDO in any stage of the design process, that is in the conceptual, preliminary or detailed design, as long as the numerical models are fitted to the needs of each of these stages. This work describes the development of a MDO code for the conceptual design of flexible aircraft wings, with restrictions regarding the phenomenon called flutter. As a tool for the designer at the conceptual stage, the numerical models must be fairly accurate and fast. The aim of this study is to analyze the use of metamodels for the flutter prediction of aircraft wings in the MDO code, instead of a conventional model itself, what may affect significantly the computational cost of the optimization. For this purpose, three different metamodeling techniques have been evaluated, representing two basic metamodel classes, that are, the interpolation and the approximation class. These classes are represented by the radial basis function interpolation method and the artificial neural networks method, respectively. The third method, which is considered as a hybrid of the other two, is called radial basis function neural networks and is an attempt of coupling the features of both in single code. Metamodels are prepared using an aeroelastic code based on finite element model coupled with linear aerodynamics. Results of the three metamodels performance are presented, from where one can note that the artificial neural network is best suited for flutter prediction. The MDO process is achieved using a non-dominance based multi-objective genetic algorithm, whose objectives are the maximization of critical flutter speed and minimization of structural mass. Two case studies are presented to evaluate the performance of the MDO code, revealing that overall optimization process actually performs the search for the Pareto frontier.

A análise de sistemas dinâmicos não lineares pode ser baseada em séries obtidas de modelos matemáticos ou de experimentos. Modelos matemáticos para respostas aeroelásticas associadas ao estol dinâmico são muito difíceis de obter. Neste caso, experimentos e ensaios em vôo parecem fornecer uma base mais apropriada para a análise da dinâmica não linear. Técnicas de sistemas dinâmicos baseadas em análise de séries temporais podem ser aplicadas para a aeroelasticidade não linear. Quando tem-se disponível apenas séries experimentais, as técnicas de reconstrução do espaço de estados têm sido extensivamente utilizadas. Além disso, os expoentes de Lyapunov fornecem uma caracterização qualitativa e quantitativa do comportamento caótico de sistemas não lineares, assim, um expoente de Lyapunov positivo é um forte indicativo de caos. Medidas de entropia também fornecem informações importantes da complexidade do sistema não linear, consequentemente sua aplicação às séries temporais aeroelásticas representam uma forma apropriada para identificar movimentos caóticos. Este trabalho apresenta a aplicação de técnicas da análise de séries temporais, tais como, reconstrução do espaço de estados, expoentes de Lyapunov e medidas de entropia para respostas aeroelásticas não lineares para prever o comportamento caótico. Um modelo de asa flexível foi construído e testado em túnel de vento de circuito fechado com velocidade do escoamento variando entre 9,0 e 17,0 m/s. O modelo foi montado sobre uma plataforma giratória que produzia variações no ângulo de incidência. Deformações estruturais foram capturadas por meio de extensômetros que forneciam informações da resposta aeroelástica. O método da defasagem é utilizado para reconstruir o espaço de estados das séries temporais obtidas no experimento. Para obter a defasagem utilizada na reconstrução foi usada a análise da função de autocorrelação. Para determinar a dimensão do atrator é calculada a integral de correlação. A evolução do espectro de frequências e do espaço de estados reconstruído é analisada com as variações da velocidade do escoamento e da frequência de oscilação da plataforma. Os expoentes de Lyapunov e a entropia de Rényi foram obtidos para identificar o comportamento caótico. Os resultados foram analisados com a variação da velocidade do escoamento e da frequência de oscilação da plataforma. As técnicas utilizadas foram eficientes para observar o aparecimento de mudanças no sistema e do comportamento caótico com uma escala de interação fluido-estrutura complexa para movimentos com altos ângulos de incidência. The analysis of non-linear dynamical systems can be based on data from either a mathematical model or an experiment. Mathematical models for aeroelastic response associated to the dynamic stall behavior are very hard to obtain. In this case, experimental or in flight data seems to provide suitable basis for non-linear dynamical analysis. Dynamic systems techniques based on time series analysis can be adequately applied to non-linear aeroelasticity. When experimental data are available, state space reconstruction methods have been widely considered. Moreover, the Lyapunov exponents provides qualitative and quantitative characterization of nonlinear systems chaotic behavior, since positive Lyapunov exponent is a strong signature of chaos. Entropy measures also provide important information on the complexity of nonlinear system, therefore its application to aeroelastic time series represent a proper way to seek for chaotic motions. This work presents the application techniques from time series analysis, such as, state space reconstruction, Lyapunov exponents and entropy measures to nonlinear aeroelastic responses, in order to predict chaotic behavior. A flexible wing model has been constructed and tested in a closed circuit wind tunnel with freestream between 9,0 and 17,0 m/s. The wing model has been mounted on a turntable that allows variations to the wing incidence angle. Structural deformation is captured by means of strain gages, thereby providing information on the aeroelastic response. The method of delays has been used to identify an embedded attractor in the state space from experimentally acquired aeroelastic response time series. To obtain the time delay value to manipulate the time series during reconstruction, the autocorrelation function analysis has been used. For the attractor embeeding dimension calculation the correlation integral approach has been considered. The evolution of frequency spectra and the reconstrueted state space is analyzed for variations of the freestream and the frequency of oscilIation of the turntable. Lyapunov exponents and Rényi entropy have been achieved in order to seek for chaotic behavior. The results were analyzed with the variation of the freestream and the frequency of oscillation of the turntable. The used techniques had been efficient to observe the occurence of changes and chaotic behavior withim a range of complex fluid-structure interaction at higher angle of incidence motions.

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.