Um método numérico é desenvolvido para calcular a resposta indicial de uma asa em um escoamento compressível subsônico. A resposta indicial calculada é a variação dos coeficientes aerodinâmicos após uma mudança abrupta no ângulo de ataque da asa. O método é do tipo rede de vórtices, em que os efeitos não-estacionários são calculados através da emissão intermitente de vórtices livres formando a esteira turbilhonar da asa. Os resultados obtidos são restritos a asas finas e pequenos ângulos de ataque, uma vez que é utilizado um modelo matemático linearizado. São estudados os efeitos do número de Mach, alongamento e enflechamento na resposta indicial. Os resultados possuem boa concordância com resultados similares de trabalhos anteriores. O método também pode ser aplicado no estudo de movimentos arbitrários da asa, usando o princípio de superposição e a integral de Duhamel, devido à linearidade do sistema.

Nesse trabalho, é estudado o emprego de uma técnica de especificação de condições de contorno em geometrias complexas e/ou móveis conhecida por fronteiras imersas ou immersed boundaries. É dada uma visão introdutória da técnica de fronteiras imersas, onde o conceito é explicado com uma visão geral do problema. Também é abordado um breve histórico dessa técnica, através do comentário de alguns trabalhos pioneiros e relevantes sobre o assunto. As equações de Navier-Stokes são colocadas em conjunto com as hipóteses de modelamento do fluido utilizadas e com as relações constitutivas adotadas. São comentados também os processos de média e adimensionalização adotados, bem como as modificações nas equações originais para inclusão dos termos de fronteiras imersas. Por fim, é apresentada a formulação do termo de força de superfície, que completa a formulação empregada. São abordados os métodos de discretização temporal e espacial com ênfase no algoritmo utilizado para a discretização das equações de Euler: o método upwind de Steger e Warming. São comentadas também a implementação de condições de contorno não reflexivas em fronteiras remotas, e a implementação do método de fronteiras imersas. Também é apresentado o esquema de multi-malhas empregado. Uma série de problemas modelo é utilizada para comprovar a correta implementação numérica da formulação apresentada. São apresentados e comentados os resultados obtidos com o código validado para o escoamento subsônico a Mach 0,40 sobre um aerofólio NACA 0012 com ângulo de ataque nulo e número de Reynolds de 105. É demonstrada a relação entre a necessidade de refinamento de malha e a espessura da camada limite. Conseqüentemente, são apresentadas as dificuldades na aplicação do método de fronteiras imersas para problemas com números de Reynolds mais elevados em conjunto com sugestões para novas abordagens do tema.