Não linearidades em sistemas aeroelásticos e seus efeitos devem ser considerados no desenvolvimento de projetos de estruturas aeronáuticas e de turbinas rotativas. Previsões desses fenômenos são complexas e seus efeitos, como vibrações e rupturas, devem ser prevenidos. A presente pesquisa analisa experimentalmente um aerofólio NACA0012 na condição de suspensão elástica, em movimento puro em arfagem, em túnel de vento sob efeito de nãolinearidades aerodinâmicas e estruturais do tipo enrijecimento. O estudo visou contribuir com o entendimento desses fenômenos, principalmente das oscilações de ciclo limite (LCO) induzidas pelo estol dinâmico. O aparato experimental foi especificamente desenvolvido para os ensaios propostos, de forma a traduzir o modelo físico em um dispositivo capaz de simular e capturar as não-linearidades estruturais e aerodinâmicas, bem como possibilitar os deslocamentos de eixo elástico (EE) envolvidos no estudo. Foram realizados ensaios com diferentes posições de EE e observada a resposta aeroelástica para diferentes velocidades de escoamento. Foram geradas séries temporais e aplicadas técnicas de identificação de Planos de fase, bifurcações de Hopf e estimativa do carregamento não estacionário. Também foram calculadas as correlações entre os resultados gerados com o deslocamento do EE em direção ao bordo de fuga. Os resultados mostraram diferenças significativas no padrão de comportamento do aerofólio em função da mudança da posição do eixo elástico que, aliada ao incremento de velocidade de escoamento, proporcionaram o surgimento de diferentes comportamentos oscilatórios, com a manifestação de mais de um regime de estol dinâmico, além da sobreposição das não linearidades estruturais sobre as aerodinâmicas quando o EE está mais distante do bordo de ataque. Foi confirmado que a não linearidade cúbica contribui na indução e na manutenção dos LCOs, bem como tem papel fundamental no controle da amplitude de oscilação. Portanto, este trabalho proporcionou uma compreensão mais aprofundada sobre comportamento não-linear dos LCOs induzidos pelo estol dinâmico em diferentes configurações do sistema aeroelástico proposto.

Nonlinearities in aeroelastic systems and its effects should be considered in the development of aeronautical structures and rotating turbine designs. Predicting such phenomena is complex and its effects, such as vibration and rupture, should be prevented. This report presents an experimental analysis of a NACA0012 airfoil in the condition of elastic suspension, in pure pitching, in a wind tunnel under aerodynamic and structural nonlinearities, the latter being of a hardening type. This study aimed to contribute to the understanding of these phenomena, mainly of the limit cycle oscillations (LCO) induced by the dynamic stall. The experimental apparatus was specifically developed for the proposed tests, in order to translate the physical model into a device capable of simulating and capturing the structural and aerodynamic nonlinearities, as well as repositioning the elastic axis (EE) to create the different testing conditions. Tests with different EE positions were performed and the aeroelastic response was observed for different flow velocities. Thus, time series were generated, and the identification techniques of Phase planes, Hopf bifurcations, and non-stationary loading estimation were applied. Correlations between the results generated with the EE displacement towards the trailing edge were calculated. The results showed significant differences in the pattern of the behavior of the airfoil due to the change in the elastic axis position, which, combined to the increase in flow velocity, gave rise to different oscillatory behaviors, with the manifestation of more than one dynamic stall regime, besides the overlapping of structural nonlinearities over aerodynamics when the EE is more distant from the leading edge. It was confirmed that the cubic nonlinearity contributes to the induction and maintenance of the limit cycle oscillations, as well as it plays a fundamental role in the control of oscillation amplitude. Therefore, this work generated detailed data on nonlinear behavior of LCOs induced by dynamic stall in different configurations of the proposed aeroelastic system.