Solução numérica das equações de Euler para representação do escoamento transônico em aerofólios - Camilo, Elizangela (2003)
O estudo de métodos de modelagem de escoamentos aerodinâmicos em regime transônico é de grande importância para a engenharia aeronáutica. O maior desafio no tratamento desses escoamentos está na sua característica não linear devido aos efeitos de compressibilidade e formação de ondas de choque. Tais efeitos não lineares influenciam no desempenho de superfícies aerodinâmicas em geral, bem como são responsáveis pelo aparecimento de fenômenos danosos para a resposta aeroelástica de aeronaves. O equacionamento para esses tipos de escoamentos pode ser obtido via as equações básicas da mecânica dos fluidos. No entanto, apenas soluções numéricas de tais equações são possíveis de ser obtidas de forma prática no presente momento. Para o caso específico do tratamento de problemas transônicos, as equações de Euler formam um conjunto de equações diferenciais a derivadas parciais capazes de capturar os efeitos não lineares de escoamentos compressíveis, porém os efeitos da viscosidade não são levados em consideração. O objetivo desse trabalho é implementar uma rotina computacional capaz de resolver numericamente escoamentos em regime transônico em torno de aerofólios. Para isso as equações de Euler não lineares são utilizadas e o campo de fluido ao redor de um perfil aerodinâmico é discretizado pelo método das diferenças finitas. Uma malha estruturada do tipo C discretizando o fluido ao redor de um aerofólio NACA0012 é considerada. A metodologia para solução numérica é baseada no método explícito de MacCormack de segunda ordem de precisão no tempo e espaço. Baseados na aproximação upwind, termos de dissipação artificial com coeficientes não lineares também são adicionados ao método. A solução do escoamento transônico estacionário ao redor do aerofólio NACA0012 é obtida e as principais propriedades do escoamento são apresentadas. Observa-se a formação de ondas de choque através de contornos de número de Mach ao redor do aerofólio. Gráficos das distribuições de pressão no intra e extradorso do aerofólio são mostrados, onde se identificam aos efeitos da brusca variação de pressão devido as ondas de choque. Os resultados são validados com valores de distribuição de pressão para o mesmo aerofólio encontradas na literatura técnica. Os resultados obtidos combinam bem com os fornecidos em códigos computacionais para solução do mesmo problema aerodinâmico