ESCOAMENTO SUPERSÔNICO NO BORDO DE ATAQUE DE UMA PLACA PLANA
Jayme Rodrigues Teixeira Silva1; Alvaro Francisco Santos Pivetta1; Giannino Ponchio Camillo2; Angelo Passaro2; Marco Antonio Sala Minucci2; Israel da Silveira Rego2; Antonio Carlos Oliveira2; Paulo Gilberto de Paula Toro2
1 Instituto Tecnológico de Aeronáutica/DCTA; 2 Instituto de Estudos Avançados/DCTA
doi:10.20906/CPS/CON-2016-0793
Resumo
Um código in-house em C++ foi desenvolvido para estimar as propriedades aerotermodinâmicas no bordo de ataque de uma placa plana. No futuro, uma versão aprimorada será aplicada no projeto do Demonstrador Tecnológico Scramjet 14-X B. O código in-house se baseia nas equações bidimensionais de Navier-Stokes considerando escoamento estacionario, sem forças de corpo, sem aquecimento volumétrico e sem difusão mássica, que são resolvidas pelo método explicito de diferenças finitas (de segunda ordem no espaço e tempo), através da técnica de MacCormack de marcha no tempo. O ar é considerado como gás caloricamente perfeito, com número de Prandtl constante e lei de Sutherland para a viscosidade. A mesma configuração foi analisada utilizando a licença acadêmica do software Ansys Fluent. As soluções de pressão, temperatura, densidade e perfis de velocidade para Mach 4 na parede e na região do bordo de fuga são apresentadas, assim como os contornos em 2-D. Também, é apresentada a espessura da camada limite. Finalmente, os resultados numéricos obtidos pelo código in-house e pelo solver Fluent são comparados.
Palavras-chave: escoamento hipersônico; placa plana; camada limite; onda de choque