Tesis:
Efficient numerical methods for global linear instability. Analysis and modeling of non-orthogonal swept attachment-line boundary layer flow.
- Autor: PEREZ PEREZ, José Miguel
- Título: Efficient numerical methods for global linear instability. Analysis and modeling of non-orthogonal swept attachment-line boundary layer flow.
- Fecha: 2012
- Materia: Sin materia definida
- Escuela: E.T.S. DE INGENIEROS AERONAUTICOS
- Departamentos: MOTOPROPULSION Y TERMOFLUIDODINAMICA
- Acceso electrónico: http://oa.upm.es/14835/
- Director/a 1º: THEOFILIS, Vassilios
- Director/a 2º: RODRIGUEZ ALVAREZ, Daniel
- Resumen: El objetivo de esta tesis es estudiar los mecanismos de la inestabilidad que se producen en ciertos dispositivos aerodinámicos cuando se aumenta el ángulo de ataque Para ello se ha utilizado un modelo simplificado del flujo de base, así como diferentes técnicas numéricas con el fin de resolver el problema de estabilidad lineal asociado que describe el comportamiento de las perturbaciones. Estos métodos; métodos sin y con formación de matriz, se han validado utilizando simulaciones numéricas directas de códigos con resolución espectral. De esta manera, la inestabilidad en el flujo de capa límite laminar oblicuo entorno a la línea de estancamiento se aborda en un marco de análisis lineal por medio del metodo BiGlobal de resolución del problema de valores propios en derivadas paricales. Posteriormente se propone una extensión simple para el flujo no-ortogonal del modelo polinomial extendido Gortler-Hammerlin propuesto por Theofilis et al. 2003 para el caso ortogonal y que incluye éste como caso particular. Se han realizado simulaciones directas con el fin de verificar los resultados del análisis de estabilidad así como para investigar los límites de validez del modelo de flujo base utilizado. En este trabajo se ha documentado el efecto del ángulo de ataque AoA en las condiciones críticas del problema no ortogonal obteniendo que el incremento del ángulo de ataque, AoA=0 (flujo ortogonal) hasta valores próximos a pi/2 en el cual las hipótesis sobre las que se basa el flujo base dejan de ser válidas, tiende sistemáticamente a desestabilizar el flujo. Además, las condiciones críticas del caso no ortogonal (0 < AoA < pi/2 ) pueden recuperarse del caso ortogonal mediante el uso de una transformación algebraica simple que implica el ángulo de ataque. Estos resultados pueden ayudar a comprender los mecanismos de desestabilización que suceden en el borde de atque de las alas de los aviones a ángulos grandes. Como tareas pendientes quedarían realizar estudios que tengan en cuenta variaciones del campo de presión en el flujo base así como la extensión del estudio realizado al caso de flujos compresibles.