Um método de correção viscosa é aplicado na solução da equação potencial transônica de pequenas perturbações (TSD) no domínio da frequência. O objetivo é melhorar os resultados transônicos em que a interação choque/camada-limite é importante. A espessura de deslocamento da camada limite é estimada, a partir dos resultados da análise do escoamento invíscido, usando um método integral. A espessura de deslocamento é usada, então, para modificar a geometria das superfícies de sustentação e um novo resultado invíscido é obtido. Esse processo é repetido até que se atinja a convergência. No passado esse método foi aplicado, com bons resultados, na análise no domínio do tempo. No domínio da frequência os termos espaciais não lineares são preservados usando uma técnica de transformação conhecida como média harmônica. A principal razão para usar equação TSD ainda é o custo computacional, especialmente em se tratando de configurações completas de aeronaves. Um código de computador original é desenvolvido para análise bidimensional e um código de computador tridimensional existente é modificado para incluir a correção viscosa. A equação TSD é aproximada usando o método das diferenças finitas e resolvida usando sobre-relaxação sucessiva por linhas. Nos dois códigos é utilizada correção para vorticidade e variação de entropia. Os resultados têm boa correlação com dados experimentais publicados para a distribuição de pressão em regime transônico estacionário. / A viscous correction method is applied to the solution of the transonic small disturbance (TSD) potential equation in the frequency domain. The objective is to improve transonic results for which shock/boundary-layer interaction is important. Boundary-layer displacement thickness is calculated, with an integral method, using the results from an inviscid flow analysis. The calculated displacement thickness is then used to modify the lifting surface geometry and a new inviscid result is obtained. This process is repeated until convergence is achieved. In the past that method has been applied to time domain analysis with good results. In frequency domain the spatial nonlinear terms are preserved using a transformation technique known as harmonic averaging. The main reason for using the TSD equation still is computational cost, especially when dealing with complete aircraft configurations. An original computer code is developed for two-dimensional analysis and an existing three-dimensional computer code is extended to include the viscous correction. The transonic small disturbance potential equation is approximated using the finite difference method and solved through successive line over-relaxation. Both codes include correction for vorticity and variation in entropy. Results for several airfoil sections are obtained. The results compare well with published experimental data for steady transonic pressure distribution.

Um método de correção viscosa é aplicado na solução da equação potencial transônica de pequenas perturbações (TSD) no domínio da frequência. O objetivo é melhorar os resultados transônicos em que a interação choque/camada-limite é importante. A espessura de deslocamento da camada limite é estimada, a partir dos resultados da análise do escoamento invíscido, usando um método integral. A espessura de deslocamento é usada, então, para modificar a geometria das superfícies de sustentação e um novo resultado invíscido é obtido. Esse processo é repetido até que se atinja a convergência. No passado esse método foi aplicado, com bons resultados, na análise no domínio do tempo. No domínio da frequência os termos espaciais não lineares são preservados usando uma técnica de transformação conhecida como média harmônica. A principal razão para usar equação TSD ainda é o custo computacional, especialmente em se tratando de configurações completas de aeronaves. Um código de computador original é desenvolvido para análise bidimensional e um código de computador tridimensional existente é modificado para incluir a correção viscosa. A equação TSD é aproximada usando o método das diferenças finitas e resolvida usando sobre-relaxação sucessiva por linhas. Nos dois códigos é utilizada correção para vorticidade e variação de entropia. Os resultados têm boa correlação com dados experimentais publicados para a distribuição de pressão em regime transônico estacionário. / A viscous correction method is applied to the solution of the transonic small disturbance (TSD) potential equation in the frequency domain. The objective is to improve transonic results for which shock/boundary-layer interaction is important. Boundary-layer displacement thickness is calculated, with an integral method, using the results from an inviscid flow analysis. The calculated displacement thickness is then used to modify the lifting surface geometry and a new inviscid result is obtained. This process is repeated until convergence is achieved. In the past that method has been applied to time domain analysis with good results. In frequency domain the spatial nonlinear terms are preserved using a transformation technique known as harmonic averaging. The main reason for using the TSD equation still is computational cost, especially when dealing with complete aircraft configurations. An original computer code is developed for two-dimensional analysis and an existing three-dimensional computer code is extended to include the viscous correction. The transonic small disturbance potential equation is approximated using the finite difference method and solved through successive line over-relaxation. Both codes include correction for vorticity and variation in entropy. Results for several airfoil sections are obtained. The results compare well with published experimental data for steady transonic pressure distribution.

A hazardous and not fully understood aeroelastic phenomenon is the transonic dip,the decrease in flutter dynamic pressure that occurs for most aircraft configurationsin transonic flows. The difficulty of predicting this phenomenon forces aircraft manufacturersto run long and costly flight test campaigns to demonstrate flutter-free behaviourof their aircraft at transonic Mach numbers.In this project, subsonic and transonic flutter calculations for the KTH-NASA genericfighter research model have been performed and compared to existing experimentalflutter data from wind tunnel tests performed at NASA Langley in 2016. For the fluttercalculations, industry-standard linear panel methods have been used together with afinite element model from NASTRAN.Further, an alternative approach for more accurate transonic flutter predictions usingthe full-potential solver Phi has been investigated. To predict flutter using this newmethodology a simplified structural model has been used together with aerodynamicmeshes of the main wing. The purpose of the approach was to see if it was possibleto find a method that was more accurate than panel methods in the transonic regimewhilst still being suitable for use during iterative design processes.The results of this project demonstrated that industry-standard linear panel methodssignificantly over-predict the flutter boundary in the transonic regime. It was alsoseen that the flutter predictions using Phi showed potential, being close to the linearresults for the same configuration as tested in Phi. For improved transonic accuracy inPhi, an improved transonic flow finite element formulation could possibly help .Another challenge with Phi is the requirement of an explicit wake from all liftingsurfaces in the aerodynamic mesh. Therefore, a method for meshing external storeswith blunt trailing edges needs to be developed. One concept suggested in this projectis to model external stores in "2.5D", representing external stores using airfoils withsharp trailing edges. / Ett farligt och inte helt utrett aeroelastiskt fenomen är den transoniska dippen, minskningeni dynamiska trycket vid fladder som inträffar för de flesta flygplan i transoniskaflöden. Svårigheten i att prediktera detta fenomen tvingar flygplanstillverkare attbedriva tidskrävande och kostsam flygprovsverksamhet för att demonstrera att derasflygplan ej uppvisar fladderbeteende i transonik inom det tilltänkta användningsområdet.I detta projekt har fladderberäkningar genomförts i både underljud och transonikför en generisk stridsflygplansmodell i skala 1:4 ämnad för forskning, byggd som ettsamarbete mellan KTH och NASA. Beräkningarna har också jämförts med fladderresultatfrån vindtunnelprov genomförda vid NASA Langley under sommaren 2016. Förfladderberäkningarna har industri-standarden linjära panelmetoder används tillsammansmed en befintlig finit element modell för användning i NASTRAN.Vidare har ett alternativt tillvägagångssätt för att förbättra precisionen i transoniskafladderresultat genom att använda potentiallösaren Phi undersökts. En förenkladstrukturmodell har använts tillsammans med aerodynamiska nät av huvudvingen föratt prediktera fladder. Syftet med denna metodik var att undersöka om det var möjligtatt hitta en metod som i transoniska flöden var mer exakt än panelmetoder men somfortfarande kunde användas i iterativa design processer.Resultaten från detta projekt visade att linjära panelmetoder, som de som används iindustrin, är signifikant icke-konservativa gällande fladdergränsen i transonik. Resultatenfrån Phi visade potential genom att vara nära de linjära resultaten som räknadesfram med hjälp av panelmetoder för samma konfiguration som i Phi. För ökad transonisknoggrannhet i Phi kan möjligen en förbättrad transonisk element-formuleringhjälpa.En annan utmaning med Phi är kravet på en explicit vak från alla bärande ytor idet aerodynamiska nätet. Därför behöver det utvecklas en metodik för nätgenereringav yttre laster med trubbiga bakkanter. Ett koncept som föreslås i denna rapport är attmodellera yttre laster i "2.5D", där alla yttre laster beskrivs genom att använda vingprofilermed skarpa bakkanter.