Numerical analyses of the transitional flowfield around a reference wing for variable camber and hybrid laminar flow control coupled application

Abstract

[EN] In the course of this thesis numerical simulations are carried out for a transonic reference wing as part of the LuFo VI-1 CATeW (Coupled Aerodynamic Technologies for Aircraft Wings) project. The main focus of this work lies on the characterization of the reference wing for a given flight-envelope. Different parameter combinations are evaluated through variations of Reynolds number Re, Mach number Ma and lift coefficient CL, as well as performing various Adaptive Dropped-Hinge Flap (ADHF) deflections to study the effects of implementing Variable Camber (VC) technology. This way, the necessary database is created to evaluate in the future the potential of an application of Hybrid Laminar Flow Control methods combined with a VC wing for net drag reduction at different flight conditions. To ensure the validity of the results obtained, a grid study is performed with a hybrid unstructured grid for a representative flight condition (Ma = 0.83, Re = 34·106, ¿ = 1°, CL = 0.43). For the wing characterization, the analysis is divided into two parts. The first one focuses on the generation of the wing polar curves using the same flight condition as for the grid independence study. The second one aims to cover the complete flight-envelope by creating a space-filling sampling plan, with 15 points distributed over a three-dimensional space considering altitudes from 30000 ft to 40000 ft, Ma values from 0.75 to 0.9, and CL values from 0.3 to 0.6. All numerical simulations are performed with the hybrid Reynolds averaged Navier-Stokes solver DLR TAU-Code, using the Menter-SST k-¿ turbulence model for the baseline studies and the ¿-Re¿ transition model when analyzing the effects of boundary layer transition. Furthermore, different discretization schemes are used comparing the results for both the fully turbulent simulations and the ones considering transition. For the discretization scheme comparison, similar results are obtained for the global aerodynamic behavior of the reference wing when considering conditions inside the linear lift curve range, with increasing differences as more non-linear states are evaluated. As for the boundary layer transition onset prediction, seemingly acceptable results are obtained for the central scheme, with the upwind scheme failing to do so. VC technology is implemented by deformation of the baseline grid, evaluating ADHF deflections of 2° and 4° for the wing polar curve as well as for the sampling points of the flight-envelope, considering boundary layer transition in all of the cases. Whereas it proves to be effective in terms of aerodynamic efficiency increase, it fails to influence significantly the boundary layer transition position.

[ES] A lo largo de este trabajo se llevan a cabo simulaciones numéricas de un ala de referencia transónica como parte del proyecto LuFo VI-1 CATeW (Coupled Aerodynamic Technologies for Aircraft Wings). El enfoque principal de este trabajo radica en la caracterización del ala de referencia para una envolvente de vuelo dada. Se evalúan diferentes combinaciones de parámetros a través de variaciones del número de Reynolds Re, el número de Mach Ma y el coeficiente de sustentación CL, además de realizar varias deflexiones de Adaptive Dropped-Hinge Flap (ADHF) para estudiar los efectos de implementar la tecnología de curvatura variable (VC). De esta manera, se crea la base de datos necesaria para evaluar en el futuro el potencial de una aplicación de métodos híbridos de control de flujo laminar combinado con un ala VC para la reducción de la resistencia neta en diferentes condiciones de vuelo. Para asegurar la validez de los resultados obtenidos, se realiza un estudio de independencia de malla con una malla híbrida no estructurada para una condición de vuelo representativa (Ma = 0,83, Re = 34·10^6, ¿ = 1°, CL = 0,43). Para la caracterización del ala, el análisis se divide en dos partes. La primera se centra en la generación de las curvas polares de las alas utilizando las mismas condiciones de vuelo que para el estudio de independencia de malla. La segunda tiene como objetivo cubrir la envolvente de vuelo completa mediante la creación de un plan de muestreo de llenado de espacio, con 15 puntos distribuidos en un espacio tridimensional considerando altitudes de 30000 pies a 40000 pies, valores de Ma de 0,75 a 0,9 y valores de CL de 0,3 a 0,6. Todas las simulaciones numéricas se realizan con el código híbrido de DLR TAU usando las ecuaciones de Navier-Stokes promediadas mediante la descomposición de Reynolds, utilizando el modelo de turbulencia Menter-SST k-¿ para los estudios de referencia y el modelo de transición ¿-Re¿ al analizar los efectos de la transición de la capa límite. Además, se utilizan diferentes esquemas de discretización comparando los resultados tanto para las simulaciones completamente turbulentas como para las que consideran transición. Para la comparación de los esquemas de discretización, se obtienen resultados similares para el comportamiento aerodinámico global del ala de referencia al considerar las condiciones dentro del rango lineal de la curva de sustentación, con diferencias crecientes a medida que se evalúan estados no lineales. En cuanto a la predicción del inicio de la transición de la capa límite, se obtienen resultados aparentemente aceptables para el esquema central, mientras que el esquema upwind no parece proporcionar resultados consistentes. La tecnología VC se implementa por deformación de la malla utilizada como base, evaluando deflexiones ADHF de 2° y 4° para la curva polar del ala así como para los puntos de muestreo de la envolvente de vuelo, considerando transición de la capa límite en todos los casos. Si bien demuestra ser eficaz en términos de aumento de la eficiencia aerodinámica, no influye significativamente en la posición de transición de la capa límite.