Turbulent drag reduction on a transonic airfoil with a shockwave: direct numerical simulation and aeroacoustic analysis

Streamwise travelling waves of spanwise velocity are applied to the suction side of a transonic wing slab so as to reduce turbulent skin-friction drag. The shockwave on the upper wall is shifted towards the trailing edge, enhancing the aerodynamic efficiency and allowing the achievement of the same lift at a lower angle of attack, thus reducing drag. This work features 32 direct numerical simulations: analogies and differences with the incompressible channel flow are presented, in combination with the first ever performed analysis of the interaction between the spanwise forcing, the shockwave and the turbulent boundary layer. Additionally, the unprecedented study of the effects of the streamwise travelling waves on the aeroacoustic field surrounding the airfoil is reported. Different indicators for quantifying drag reduction are provided: among these, the classical skin-friction drag reduction rate, that can be enhanced up to $24\%$, shows a positive correlation with the incompressible channel flow data, thus allowing to extend the knowledge collected in that framework to external compressible flows. When the shockwave on the suction side is delayed, a separation can occur: the size of this backflow region, when present, is correlated with the skin-friction drag reduction rate. Finally, the spanwise forcing applied does not increase the noise intensity significantly, although it affects slightly the spectrum of the acoustic signals. Special importance is given to the physical effects of the control, and the results mark an important step towards the full characterization of the streamwise travelling waves in external compressible regimes.

In questa tesi, onde viaggianti di velocità spanwise sono applicate alla suction side di un'ala in regime transonico per ridurne la resistenza di attrito. Il controllo sposta l'onda d'urto presente sul profilo verso il bordo di uscita, incrementando l'efficienza aerodinamica e permettendo di sviluppare la stessa portanza ad un angolo di attacco minore, riducendo la resistenza. Questo studio è stato effettuato mediante 32 simulazioni numeriche dirette: si presentano analogie e differenze con il canale incomprimibile classico, insieme alla prima analisi mai effettuata dell'interazione tra l'urto, lo strato limite turbolento, ed il forzamento spanwise. Inoltre, si presenta il primo studio degli effetti di questa tecnologia di controllo sul campo aeroacustico attorno all'ala. Diversi indici di riduzione della resistenza sono presi in considerazione, e fra questi la classica riduzione della resistenza d'attrito, che può raggiungere il $24\%$, mostra un'ottima correlazione con i dati del canale piano incomprimibile: questo consente di estendere le conoscenze ottenute sinora in quel campo a flussi esterni comprimibili. Quando l'urto viene spostato verso il bordo di uscita e intensificato, può comparire una separazione sulla suction side del profilo: la dimensione di questa regione di ricircolo, se presente, varia coerentemente con la riduzione di resistenza d'attrito. Infine, questa tecnologia di controllo non intensifica il rumore prodotto, sebbene ci siano delle differenze nello spettro dei segnali acustici. Speciale importanza è data agli effetti fisici del controllo, ed i risultati segnano un importante passo in avanti verso la completa caratterizzazione delle onde viaggianti di velocità spanwise per flussi esterni comprimibili.