Numerical analysis of the aerodynamic performances of three different spaceliner configurations

The SpaceLiner4-3 configuration is planned to be experimentally assessed during wind tunnel tests. However, the original design of the SL4-3 foresees wing and fin profiles with a sharp trailing edge, which cannot be manufactured in a wind tunnel model. Therefore, the wing and fin geometries need to be modified to satisfy the constructive requirement of trailing edges with finite thickness. The aim of the present work is to numerically investigate the aerodynamic performances of two configurations with the wing airfoils differently thickened, in order to select the wind tunnel model geometry which performs more closely to the original design with sharp trailing edges. The numerical tools used for the investigations are the flow solver TAU and the software HOTSOSE. In the first modified configuration, the thickening is performed symmetrically with respect to the mean chord. On the other hand, for the second configuration, the thickening is realized only on the upper side of the wing, therefore in an unsymmetrical way. Simulations are run for the two blunt versions and for the original configuration in order to perform a comparative aerodynamic analysis. Preliminary 2D calculations are considered for profiles related to each configuration and run for a viscous flow at different flow conditions. The following 3D investigations are accomplished for an Euler model at $M=2$, considering the angles of attack alpha=0° and alpha=5°. Due to numerical convergence problems, the simulations at alpha=0° are performed with unsteady calculations. The analysis of the aerodynamic coefficients shows that the symmetric blunt configuration has an aerodynamic behavior which is closer to the one of the original project and is therefore to be favored for the wind tunnel tests.

Lo SpaceLiner4-3 è progettato per essere testato nei futuri esperimenti in galleria del vento. Tuttavia, il progetto originale dello SL4-3 prevede profili dell'ala e del piano di coda con un bordo d'attacco acuto, che quindi non possono esser realizzati per il modello in galleria del vento. Di conseguenza, la geometria dell'ala e del piano di coda deve essere modificata per soddisfare la necessità costruttiva di avere bordi d'uscita con spessore finito. Lo scopo del lavoro presentato è di analizzare numericamente le prestazioni aerodinamiche delle due configurazioni con i profili alari diversamente ispessiti, in modo da selezionare il modello da testare in galleria del vento che al meglio riproduca le prestazioni del progetto originale con bordi d'uscita acuti. Per le indagini numeriche son stati impiegati il flow solver TAU e il pragramma HOTSOSE. Per la prima configurazione, l'ispessimento è simmetrico rispetto alla corda dei profili alari; per l'altra configurazione, invece, esso è realizzato sulla sola parte superiore dell'ala, in modo asimmetrico. Le simulazioni eseguite riguardano sia le due versioni ispessite, sia la configurazione originale, in modo da effettuare un'analisi aerodinamica comparata. I calcoli preliminari in due dimensioni sono stati svolti per ciascun profilo ed impostati per una corrente viscosa a diverse condizioni di flusso. Gli studi successivi in 3D considerano un modello di Eulero a M = 2 ad angoli di attacco alpha= 0° ed alpha= 5°. A causa di problemi legati alla convergenza numerica, le simulazioni ad alpha= 0° sono state eseguite con calcoli instazionari. L'analisi dei coefficienti aerodinamici identifica nella configurazione simmetrica il comportamento più simile a quello del progetto originale e, per questo, tale configurazione risulta quella più idonea ad essere realizzata.