Computational Study of the Transonic Flow over a Swept Wing

Abstract

[ES] La interacción entre la onda de choque y la capa límite puede producir separación del flujo o fenómenos no estacionarios, reduciendo el rendimiento aerodinámico del ala o poniendo en riesgo su integridad estructural. El principal objetivo de este proyecto es evaluar el estudio del campo fluido transónico sobre una ala con flecha positiva en condiciones de vuelo donde el flujo se encuentra desprendido, llegando incluso a presentar un movimiento no estacionario de la onda de choque sobre el ala, conocida como "shock buffeting". La geometría del ala se ha extraido de la geometría de medio avión estudiada en el proyecto BUCOLIC, donde diferentes estudios experimentales y numéricos han sido llevados a cabo,los cuales serán usados como referencia. Dos topologías de malla diferentes, híbrida y estructurada, y dos modelos de turbulencia diferentes, Spalart-Allmaras y k-omega SST, han sido evaluados usando simulaciones estacionarias RANS, con condiciones de vuelo correspondientes a M=0.8 y ángulos de ataque de 2.4º, 3.1º y 3.8º. Simulaciones no estacionarias con el método "Delayed Detached Eddy Simulation" fueron también llevadas a cabo, pero debido a la especificación de los parámetros turbulentos en las condiciones de contorno no adecuadas, los datos obtenidos no han sido validos. Con las condiciones de contorno correctamente definidas, el modelo de Spalart-Allmaras ha demostrado una gran dependencia en la especificación de los parámetros turbulentos en el campo lejano, mientras que el model de k-omega SST ha mostrado un mejor rendimiento y robustez. La malla híbrida también ha mostrado mejores resultados que la malla estructurada, aunque esta última debería ser mejorada para futuros estudios. El campo fluido sobre el ala obtenido muestra las mismas características que el obtenido al considerar medio avión, en términos de posición de la onda de choque y desprendimiento del flujo, con algunas diferencias debido al efecto del fuselaje.

[EN] Shock-wave/boundary-layer interaction can lead to flow separation or unsteady phenomena, reducing the aerodynamic performance or endangering the structural integrity of the wing. The main objective of this project is to assess the study of the transonic flow field over a swept wing at flight conditions where large shock-induced separation or unsteady shock buffeting can appear. The wing geometry studied has been extracted from the half wing-body configuration used in the BUCOLIC project, where several experimental and numerical studies have been performed, and will be used as a reference. Two different mesh topology, hybrid and structured, and two different turbulence model, Spalart-Allmaras and k-omega SST have been tested by using RANS steady simulations at the flow conditions at M = 0.8 and angles of attack of 2.4º, 3.1º and 3.8º. Unsteady simulations by using Delayed Detached Eddy Simulation approach were intended, but due to a non suitable definition of the turbulent specification at the boundary conditions, no valid data was obtained. With the boundary conditions correctly defined, Spalart-Allmaras showed a great dependence in turbulence specification at boundaries, while k-omega SST showed a better performance and robustness. Hybrid mesh performed slightly better than structured mesh topology, although this last one could be improve for further studies. Wing geometry flow field shows the same flow features as the half-wing body configuration regarding shock-induced separation, with small differences due to the fuselage influence.