Resumen

El estudio presenta una investigacin numrica de la reduccin de la resistencia aerodinmica mediante la implementacin de un chorro de plasma a contracorriente, que emana del punto de estancamiento de una superficie aerodinmica en rgimen supersnico con una relacin de presin constante , y compara los resultados con un chorro opuesto convencional. El estudio computacional se lleva a cabo resolviendo ecuaciones de NavierStokes tridimensionales y axisimtricas para la interaccin chorro de plasma en contracorriente. Los clculos se realizan a Mach de flujo libre (=1,4) con condiciones de estancamiento a nivel del mar. El chorro de plasma de argn dbilmente ionizado generado por una antorcha de plasma tiene una presin de estancamiento constante y una temperatura de y . Tambin se analiza el efecto de la variacin del nmero de Mach y del ngulo de ataque sobre la eficacia del chorro de plasma. Los resultados indican que el chorro de plasma a contracorriente reduce ms la resistencia aerodinmica (en dos veces) en comparacin con el chorro convencional (sin plasma). El efecto gravitatorio, del campo magntico y los procesos qumicos en la formacin del plasma se consideran despreciables. Se deduce que la efectividad del chorro de plasma a contracorriente depende fuertemente de la temperatura de estancamiento del chorro.

• Materias:Matemáticas Lógica matemática Ingeniería Algoritmos (Matemáticas) Algebra
• Subjects:mathematics Mathematical logic Engineering Agorithms (Math) Algebra
• Palabras claves:investigación numérica; reducción de la resistencia aerodinámica; chorro de plasma a contracorriente; régimen supersónico; chorro opuesto convencional; ecuaciones de Navier-Stokes
• Keywords:numerical investigation; aerodynamic drag reduction; counterflow plasma jet; supersonic regime; conventional opposing jet; Navier-Stokes equations