Modelagem numérica do escoamento ao redor de corpos aerodinâmicos utilizando o método de vórtices - Santiago, Victor Santoro. (UFRJ, 2008)
[PT]Nesta tese um modelo numérico para a solução de escoamentos bidimensionais, viscosos, incompressíveis e não permanentes ao redor de corpos aerodinâmicos é desenvolvido utilizando o método de vórtices. O campo de vorticidade é discretizado em vórtices de Lamb e o corpo é discretizado em um polígono de painéis curvos. A contribuição do corpo é calculada através do método dos painéis com vórtices lineares. Um novo esquema de geração de vórtices é proposto, o qual combina os painéis com uma camada de vórtices adjacentes aos painéis. As condições de não-penetração e não-escorregamento são impostas simultaneamente nos pontos de controle dos painéis, permitindo que as intensidades de cada vórtice nascente e painel sejam calculadas. Os raios dos núcleos dos vórtices nascentes são estimados por um modelo de área de difusão baseado no problema da placa impulsiva de Rayleigh e tal que haja sobreposição dos núcleos. As trajetórias dos vórtices são calculadas com o método de Adams-Bashforth de 2a-ordem e as velocidades induzidas com o método de expansão em multipolos adaptativo. Quatro modelos de difusão de vorticidade são implementados: Avanço Randômico, Redistribuição de Vorticidade, Velocidade de Difusão, e o Método do Crescimento do Núcleo Corrigido (MCNC). Os resultados indicam que o MCNC é o mais conveniente porque é acurado e fácil de implementar. Um algoritmo de aglomeração é empregado para reduzir o número de vórtices na simulação. O modelo numérico é validado para o problema da placa plana de Blasius e simulações do escoamento ao redor de um aerofólio NACA 0012 são realizadas para diversos ângulos de ataque e números de Reynolds.[EN]In this thesis a numerical model for the solution of two-dimensional, viscous, incompressible and unsteady flows around aerodynamic bodies is developed using the vortex method. The vorticity field is discretized into a cloud of Lamb vortices, whereas the body is discretized into a polygon with curved panels. The body contribution is accounted for through a piecewise-continuous linear-vortex panel method. A new vortex generation scheme at the body surface is proposed that combines the body panels with a layer of nascent vortices that are adjacent to the panels. Both the no-slip and the no-penetration boundary conditions are simultaneously enforced at the panel control points, allowing for the calculation of the strength of each nascent vortex and panel node. The nascent vortices are created with a core radius estimated from a diffusion area model based on the Rayleigh’s impulsive-plate problem and such that core overlapping is maintained. Vortices are convected using the adaptive fast multipole method to calculate their induced velocities and the 2nd-order Adams-Bashforth time-marching scheme to integrate their trajectories in time. Four vorticity diffusion methods are implemented: Random Walk Method, Vorticity Redistribution Method, Velocity Diffusion Method and Corrected Core Spreading Method (CCSM). Results indicate that the CCSM is the most convenient because it is accurate and easy to implement. A merging algorithm is employed to reduce the number of vortices in the simulation. The numerical model is validated for the Blasius flat-plate problem and simulations of the flow around a NACA 0012 airfoil are carried out for several values of the angle of attack and Reynolds number.