Application of a panel method with viscous-in-viscid interaction for the determination of aerodynamic characteristics of Cesar Base-Line aircraft

The article presents details of implementation of of a panel method with viscous-inviscid interaction in an in-house developed code Coda3d. The code was applied for the determination of aerodynamic characteristics of baseline aircraft in a European Union 6-th Framework Program Cesar, aimed at acceleration of design and introduction to the market of light aircraft. The implemented physical model assumes that the flowfield around a flying object is divided into two zones. In the outer zone the flow is assumed inviscid, irrotational, compressible and may be modeled by Prandtl-Glauert equation. In the vicinity of the surface, up to the conventional border of the boundary layer the flow is modeled by a system of ordinary differential equations, which are derived from Prandtl boundary layer equations through integration in the direction normal to the surface. The system of boundary layer integral equations is then integrated in the direction of flow, separately on upper and lower surface of wing, starting from the stagnation point. The process of aligning of flow velocities on the outer border of boundary layer derived from viscous and inviscid models is conducted iteratively. The results of flow analysis include distribution of tangential velocities, pressure, friction drag coefficient and position of flow separation. Because of low computational cost and capabilities of estimation of viscous drag and and aerodynamic characteristics at high angles of attack, the presented method is especially suitable for design and optimistation process conducted in small enterprises.

Artykuł prezentuje szczegóły implementacji metody panelowej ze sprzężeniem lepko-nielepkim w kodzie obliczeniowym Coda3d oraz jego zastosowanie do wyznaczenia charakterystyk aerodynamicznych samolotu „baseline” w VI Programie Ramowym UE Cesar, mającym na celu przyśpieszenie projektowania oraz wprowadzania na rynek lekkich samolotów. Zaimplementowany model opływu dzieli przestrzeń obliczeniową na dwie strefy. W strefie zewnętrznej przepływ jest nielepki, nierotacyjny, ściśliwy imoże być modelowany przez równanie Prandtla-Glauerta. Przepływ w sąsiedztwie powierzchni, aż do umownej granicy warstwy przyściennej modelowany jest przy pomocy równań całkowych warstwy przyściennej otrzymanych z równań Prandtla warstwy przyściennej przez ich scałkowanie w kierunku normalnym do powierzchni. Równania całkowe warstwy przyściennej są następnie całkowane w kierunku przepływu, oddzielnie na górnej i dolnej powierzchni skrzydła, zaczynając od punktu spiętrzenia. Uzgadnianie prędkości przepływu na granicy warstwy przyściennej prowadzone jest w procesie iteracyjnym. Wyniki analizy przepływu obejmują rozkład prędkości stycznych do powierzchni, ciśnienia, współczynnik oporu tarcia oraz położenie punktu oderwania przepływu. Przedstawiona metoda wyznaczania charakterystyk aerodynamicznych jest szczególnie przydatna w procesie projektowania i optymalizacji prowadzonym w małych przedsiębiorstwach z powodu jej niskich kosztów obliczeniowych oraz możliwości wyznaczania oporu lepkiego oraz charakterystyk na dużych kątach natarcia.