فهرست مطالب مهران مصدری
-
یکی از روش های قابل استفاده در بهبود عملکرد آیرودینامیکی پره های پرنده های بدون سرنشین کوچک، الهام از بال گونه های متفاوت از جانوران مانند پرندگان و حشرات است. پژوهش حاضر به بررسی عملکرد آیرودینامیکی پره های الهام گرفته شده از بال حشرات می پردازد و تاثیرات شکل پره ها بر نیروی پیشران، گشتاور و بازدهی پره ها مورد مطالعه قرار گرفته است. در این پژوهش از شکل بال چهار گونه حشرات شامل همیپترا، اورتوپترا و نئوروپترا الهام گرفته شده است. شبیه سازی عددی با استفاده از تکنیک قاب مرجع متحرک (Multiple Reference Frame) و مدل سازی آشفتگی k-ω SST در شرایط هاور و در بازه ی سرعت دورانی 4000 تا 8000 دور بر دقیقه برای پره با قطر 24/0 متر و ایرفویل Eppler E63 تعریف شده است. اعتبار سنجی نتایج شبیه سازی عددی با استفاده از نتایج تجربی بر روی پره DJI Phantom 3 انجام شده است و نتایج با دقت قابل قبولی با نتایج دیگران ارزیابی شده است. نتایج نشان می دهد که پره های الهام گرفته شده، دارای نیروی پیشران بیشتر و در یک نیروی ثابت، پره های الهام گرفته شده دارای سرعت دورانی کمتری هستند. پره نئوروپنرا با در نظر گرفتن معیار بازدهی پره، با 74/6 درصد بهبود نسبت به پره DJI Phantom 3 دارای بهترین عملکرد است.کلید واژگان: شبیه سازی عددی, الهام از طبیعت, آیرودینامیک پره ها, سازه های پرنده بدون سرنشین کوچک, عملکرد پره ها}One of the methods that can be used in improving the aerodynamic performance of the small unmanned aerial vehicle propellers is inspiration from the wing shape of different species of animals such as birds and insects. current research investigates the aerodynamic performance of insect-inspired propellers. propeller shape effects on the aerodynamic performance parameters including thrust, torque and propeller efficiency; have been studied. In this research, the wing shape of four species of insects including Hemiptera, Orthoptera and Neuroptera was inspired. Numerical simulations were conducted using the moving reference frame method (Multiple Reference Frame) and k-ω SST turbulence model at the hover condition. simulations were done in the rotational speed range of 4000 to 8000 rpm for a propeller with a diameter of 0.24 meters. Eppler E63 airfoil is selected for all propellers. validation of numerical simulation results has been done using experimental data of the DJI Phantom 3 propeller and an acceptable agreement with the experimental data was obtained. results shows that the insect-inspired propellers have higher thrust, and at a constant force, inspired propellers have a lower rotational speed. Considering the propeller efficiency, this propeller has the best performance with 6.74% improvement compared to the DJI Phantom 3.Keywords: Numerical Simulation, Bio-Inspired, Propeller Aerodynamics, Small Unmanned Aerial Vehicles, Propeller Performance}
-
این گردآوری، مرور مختصری از تحقیقات انجام شده همراه با مطالعات اوسینت و مصورسازی، درباره ی چگونگی پرواز صامت جغدها و نیز نحوه ی الگوبرداری از سازوکارهای کاهش نوفه ی جغدها در طراحی های مهندسی تدوین شده است. همچنین، با هدف بررسی اجمالی ویژگی های منحصربه فرد جسمی، فیزیکی و مشخص کردن چگونگی برخی از آنها از دارا بودن یا نبودن قابلیت صامت با سایر گونه های دیگر انجام شده است. سپس نوفه های موجود در پرواز جغدها همراه با جزییات هندسی بال که ویژگی های غالب پرواز صامت است، بررسی می شود. در ادامه، تلاش ها برای الگوسازی مشخصات بال جغد که باعث پرواز صامت می شود، مورد بررسی و جمع بندی قرار می گیرد. همچنین، فناوری های کاهش نوفه که از الگوها و مشخصه های مربوط به جغد الهام گرفته شده بیان می شود. به طور کلی دامنه ی وسیعی از گمانه زنی ها و حدس ها برای پرواز صامت و مخفی کاری جغد وجود دارد؛ اما تاکنون معتبرترین و قانع کننده ترین دلایل با استدلال های موثق عبارت اند از: ساختار دندانه دار بال در لبه ی حمله، الیاف مخملی بال ها و حاشیه های لبه ی فرار. علاوه بر این، ترکیب حاشیه های لبه ی فرار و دندانه های لبه ی حمله کاهش قابل توجهی در ترازهای فشار کلی صدا در تمام زوایای حمله را ممکن می سازد و باعث پایداری نوسانات سرعت در سطح مکش و حذف صداهای بسامد پایین و بالا می شود.کلید واژگان: آیروآکوستیک, پرواز جغد, آیروآکوستیک پرواز صامت جغد}The owl is renowned as nature's stealth bird and possesses distinctive aeroacoustic qualities. When it comes to the silent flight of owls, two primary hypotheses are considered: the self-masking hypothesis and the stealth hypothesis. Consequently, our intention is to present a comprehensive review article on the aeroacoustics of owls. This paper provides a concise overview of research conducted using Open Source Intelligence (OSINT) studies and visualization techniques, delving into how owls achieve silent flight and how their noise reduction mechanisms can be applied in engineering designs. The objective is to examine the distinctive physical characteristics of owls, their foraging behavior, and their ability to maintain silence in the presence of other species. Subsequently, the focus shifts to an analysis of the noise generated during owl flight, with emphasis on the geometric aspects of their wings, which play a crucial role in enabling silent flight. The subsequent sections provide an overview and summary of efforts to model the wing characteristics responsible for silent flight, as well as a description of noise reduction technologies inspired by owl features. In general, there exists a wide range of hypotheses regarding the silent flight and stealth of owls; however, the most compelling and well-supported explanations to date revolve around three key factors: the serrated structure of the wing leading edge, the velvety fibers and fringes along the trailing edge, and the combined effect of trailing edge and leading edge serrations. These factors contribute to a significant reduction in overall sound pressure levels across all angles of attack, stabilize speed fluctuations on the suction surface, and eliminate low and high-frequency sounds. Additionally, owls possess long velvety feathers on their wings, which absorb sound frequencies, and the elongated distal barbules create a multi-layered porous structure that enhances sound absorption.Keywords: Aeroacoustics, Owl Flight, Aeroacoustics of Silent Owl Flight}
-
مشخصه های آیرودینامیکی یک هواپیما با پیکربندی بال مثلثی، هنگام برخاست و نشست، بطور قابل توجهی تحت تاثیر زمین قرار دارد. در این تحقیق اثر استاتیکی زمین روی یک مدل هواپیمای بال مثلثی 60 درجه با لبه های تیز متقارن به همراه بدنه و دم عمودی بصورت تجربی در تونل باد کم سرعت مورد مطالعه قرار گرفت. تونل باد مذکور از نوع مدار بسته و دارای مقطع آزمون باز به ابعاد 2/2 متر در 8/2 متر و حداکثر سرعت 90 متر بر ثانیه می باشد. تغییرات فشار دینامیکی در میدان جریان مقطع آزمون از مقدار متوسط کمتر 2/0 درصد و مقدار شدت اغتشاشات جریان مقطع آزمون در مرکز مقطع حدود 13/0 درصد می باشد. در تستهای مذکور اثرات زمین با استفاده از یک صفحه ثابت با ارتفاع قابل تغییر شبیه سازی شده است. نتایج نشان داده است که با کاهش فاصله از زمین نیروی برآ افزایش، نیروی پسای القایی کاهش، پسای کل افزایش و گشتاور پیچشی دماغه پایین به صورت غیر خطی افزایش پیدا کرده است. نرخ افزایش ضریب برآ در نواحی خطی با کاهش فاصله از زمین افزایش پیدا کرده است. در نواحی غیر خطی نیز روند افزایش ضریب برآ با کاهش فاصله از زمین وجود داشته اما میزان افزایش بخاطر انفجار گردابه ها و جدایش جریان از روی سطح کاهش محسوسی داشته است. در زوایای حمله مثبت بیشترین درصد افزایش ضریب برآ مربوط به زاویه حمله 5 درجه بوده است که بدلیل وجود جریان گردابه ای کامل روی کل سطح بال می باشد. کمترین درصد افزایش مربوط به زاویه حمله 30 درجه بوده است.
کلید واژگان: تونل باد, شبیه ساز زمین, بال مثلثی, ضریب آیرودینامیکی}Aerodynamic characteristics of an aircraft with delta wing are considerably affected under the ground effect in take-off and landing phases. In this research, static ground effect of a 60 degrees delta wing with axisymmetric sharp edges in combination of body and vertical tail at low speed wind tunnel are investigated. The wind tunnel is closed type has an opened test section that its dimensions is 2.8 m × 2.2 m and maximum velocity is 90 m/s. In these tests ground effect is simulated using a fixed plane that its height is variable. With decreasing the height from the ground plane, the lift force is increased, induced drag force is decreased, total drag force is increased and nose-down pitching moment is increased nonlinearly. The rate of increasing of lift coefficient in linear regions increased with decreasing of height from ground plane. At the positive angle of attack the most percentage increasing of lift coefficient is due to 5 degrees angle of attack as the result of existence of perfect vortex flow over the whole wing surface. The minimum case is due to 30 degrees of angle of attack.
Keywords: Wind tunnel, Ground Simulator, Delta Wing, Aerodynamics Coefficients} -
در این مطالعه عددی با استفاده از کد متن باز OpenFOAM، جریان هوای دو بعدی بر روی یک ایرفویل توربین باد در دوحالت ثابت و نوسانی با عدد رینولدز متوسط 400000 بررسی شده است . پره های توربین باد به علت جریان ناپایای اطراف آن در معرض حرکت های نوسانی مختلفی قرار می گیرند که حرکت پیچشی سینوسی به عنوان یکی از حرکت های پایه نیازمند بررسی دقیق می باشد تا از ایجاد بارهای وارده ناشی از پدیده واماندگی دینامیکی بر پره های توربین باد جلوگیری شود. هدف این مقاله، افزایش دقت در پیش بینی و تحلیل پیرامون پدیده های ناپایای بوجود آمده در حرکت پیچشی یک ایرفویل NACA سری 6 توربین باد در نواحی نزدیک و بعد از واماندگی استاتیکی می باشد. جهت اعتبارسنجی نتایج عددی، از داده های تجربی موجود که در اختیار نویسندگان می باشد استفاده شده است. با توجه به نتایج بدست آمده مشاهده می شود که شبیه سازی عددی با مدل سازی آشفتگی به روش k-ω-SST با تصحیح گر رینولدز پایین، دقت بالایی را در ثبت پدیده های فیزیکی موجود و درنتیجه در تخمین ضرایب آیرودینامیکی و ضریب فشار حول ایرفویل نوسانی در نواحی مختلف فراهم می آورد.کلید واژگان: ایرفویل توربین باد, نوسان پیچشی, آیرودینامیک ناپایا, مکانیک سیالات محاسباتی, OpenFOAM}Using OpenFOAM, numerical simulations of two-dimensional flow past a stationary and harmonically pitching wind turbine airfoil at a moderate value of Reynolds number (400000) have been carried out in the current study. Wind turbine blades are subject to different oscillating motions due to unsteady flow around them. Therefore, sinusoidal pitching motion as one of the basic motions in an unsteady oscillation is needed to be thoroughly investigated. This helps to reduce the loads on blades occurring due to dynamic stall phenomenon. The aim of this numerical study is to enhance the accuracy in prediction and analysis of unsteady phenomena around an oscillating NACA 6-series airfoil at near- and post-static stall regions. The experimental data possessed by the presenting authors are considered for validation. In most cases as the results demonstrate, the numerical simulation along with turbulence modelling using k-ω-SST with low-Re correction can accurately capture the physical phenomena related to unsteady pitching motion and hence, highly precise aerodynamic coefficients and pressure coefficients around the airfoil will be obtained at different stall-wise regions.Keywords: Wind Turbine Airfoil, Pitching Oscillation, unsteady aerodynamic, CFD, OpenFOAM}
-
از جمله مهمترین دلائل اختلاف نتایج حاصل از آزمایشات تونل باد با شرایط پروازی، آثار دیواره های مقطع آزمون تونل باد است. دیواره ها در مقطع آزمون جریان هوا را در جهت های طولی و عرضی تحت تاثیر قرار می دهند و سبب ایجاد اختلاف بین مقادیر اندازه گیری شده با شرایط جریان آزاد می شوند. در این مقاله آثار انسداد مربوط به یک ایرفویل فوق بحرانی در حالت پایا به ازای زوایای حمله متفاوت بررسی و روشی برای اصلاح آثار دیواره ها تدوین شده است. آزمون ها در تونل باد مادون صوت و مدار بسته در سرعت 30 متر بر ثانیه و رینولدز معادل 600000 با استفاده از اندازه گیری توزیع فشار روی مدل و دیواره تونل انجام شده است. با استفاده از توزیع فشار اندازه گیری شده روی دیواره تونل، میدان جریان حول مدل با پتانسیل های چاه و چشمه به صورت تقریبی تخمین زده شده و با به کارگیری الگوریتمی سریع، توزیع این پتانسیل ها در راستای خط مرکزی تونل محاسبه و در نهایت با محاسبه آثار انسداد، توزیع فشار، فشار دینامیکی و ضرایب ائرودینامیکی اصلاح شده است. همچنین ضرایب ائرودینامیکی اصلاح شده از دو روش مجزا مقایسه شده است. نتایج حاصل از این دو روش اختلاف نسبتا کمی به ازای زوایای حمله متفاوت دارند و بیشترین اختلاف به میزان 7 درصد مربوط به زاویه حمله 20 درجه به دست آمده است. همچنین روش های به کار گرفته شده حاکی از دقت مناسب تصحیحات روی ضرایب ائرودینامیکی می باشد.کلید واژگان: آزمایش تجربی, ایرفویل فوق بحرانی, فشار روی دیواره, آثار انسداد, آثار دیواره, انحراف جریان}One of the most important reasons for the difference between the results of wind tunnel experiments and flight conditions is the effect of the wind tunnel walls. The walls in the test section affect the air flow in the longitudinal and lateral directions, causing a difference between the measured values and the free stream. In this paper, the effects of blockage associated with an supercritical airfoil in a steady state for different attack angles have been investigated and a specific method for correcting the effects of walls has been developed. The Experiments were carried out in a low speed and closed circuit wind tunnel at a speed of 30 m / s and Reynolds No. equal to 600,000 using the pressure distribution measurement on the model and the tunnel wall. Using the pressure distribution on the tunnel wall, the flow field around the model with source and sink potential was estimated approximately. Then, using a rapid algorithm, the distribution of these potentials was calculated along the central line of the tunnel and finally corrected by calculating the effects of blockage, pressure distribution on the model, dynamic pressure and measured aerodynamic coefficients. Also, modified aerodynamic coefficients were compared with each other separately. The results obtained from these two methods differed slightly in relation to the attack angles, with the highest difference of 7% in the angle of attack of 20 degrees. Also, the developed methods indicated the accuracy of the corrections on the aerodynamic coefficients.Keywords: experimental testing, supercritical airfoil, wall pressure, blockage effects, wall effects}
-
بررسی تجربی آثار سرش جانبی بر مشخصه های ائرودینامیکی استاتیکی و اندازه گیری مشتقات دینامیکی طولی مدل هواپیمای بال مثلثیدر این پژوهش آثار سرش جانبی بر مشخصه های ائرودینامیکی مدل هواپیمای بال مثلثی در حالت استاتیکی و همچنین روشی تجربی جهت تعیین مشتقات پایداری دینامیکی هواپیما ارائه شده است. داده های اندازه گیری شده به صورت یک تاریخچه زمانی از ضرایب نیروها و گشتاورهای ائرودینامیکی می باشد. با استفاده از این داده ها مولفه های هم فاز و غیر هم فاز ضرایب ائرودینامیکی تعیین شده است. تست ها در عدد رینولدز 1750000 انجام شده است. با افزایش زاویه سرش جانبی، مقدار حداکثر ضریب برآ از مقدار 1/32 در زاویه سرش جانبی صفر درجه به مقدار 0/8 در زاویه سرش جانبی 30 درجه کاهش می یابد. با افزایش زاویه سرش جانبی شیب منحنی برآ و پایداری طولی کاهش پیدا می کند. در زوایای حمله متوسط کوچک تغییر چندانی در مولفه هم فاز و غیر هم فاز ضریب نیروی عمودی مشاهده نشده است. در زوایای حمله متوسط بزرگتر، این تغییرات محسوس است.کلید واژگان: تونل باد, ائرودینامیک ناپایا, بال مثلثی, مشخصه های ائرودینامیکی, نوسان اجباری}An experimental investigation in effects of side slip on static aerodynamics specifications and longitudinal dynamics measurements of a delta wing airplane modelIn this study, the effects of side slip has investigated on a delta wing airplane model aerodynamics specifications and also an experimental method for airplane dynamics stability derivatives determination is presented. Measured data obtained from force oscillation tests are time historical of aerodynamic forces and moments. Using this data in-phase and out-of-phase of aerodynamic coefficient will be determined. In this investigation results of static and dynamic tests of a model at high angle of attack maneuver in National Low Speed Wind Tunnel (NLSWT) at Reynolds number about 1.75 millions are presented. Increasing of side slip angle results that maximum lift coefficient, slop of lift curve and longitudinal stability will be decreased. At small mean angle of attack there is no variation in in-phase and out-of-phase of normal force coefficient at larger mean angle of attack these variation is significant. Also In-phase and out-of-phase of pitching moment coefficient is strongly depend on angle of attack.Keywords: wind tunnel, unsteady aerodynamics, delta wing, aerodynamics specifications, forced oscillation}
-
در این پژوهش نتایج آزمون استاتیکی یک مدل هواپیمای بال مثلثی 60 درجه تحت اثر زمین در تونل باد کم سرعت ملی ارائه می گردد. تونل باد مذکور از نوع مدار بسته و دارای مقطع آزمون باز به ابعاد 2/2 متر در 8/2 متر می باشد. کیفیت جریان در فرآیند کالیبراسیون مورد ارزیابی قرار گرفت. مقدار شدت اغتشاشات جریان مقطع آزمون در مرکز مقطع حدود 13/0 درصد می باشد. عدد رینولدز آزمون ها فراتر از 5/1 میلیون می باشد که دستیابی به این عدد رینولدز در سرعت های پایین در نوع خود در کشور منحصر بفرد است. اثرات زمین با استفاده از یک صفحه ثابت با ارتفاع قابل تغییر اندازه گیری شده است. آزمون ها در فواصل مختلف از زمین جهت اندازه گیری نیروها و گشتاورهای آیرودینامیکی با استفاده از بالانس شش مولفه کرنش سنجی انجام گرفتند. نتایج بدست آمده نشان دادند که ضریب برآی حداکثر به خاطر حضور زمین از مقدار 29/1 به مقدار 38/1 افزایش یافته است. ضریب برآ در کلیه زوایای حمله با حضور زمین افزایش یافته و ضریب پسای القایی کاهش یافته است و در نتیجه ضریب کیفیت آیرودینامیکی کل (نسبت برآ به پسا) از مقدار 8 تا مقدار 5/14 افزایش یافته است. زمانی که فاصله مدل تا صفحه زمین کمتر از نصف طول بال باشد، شیب منحنی برآ با نرخ بالایی از مقدار 66/2 بر رادیان تا مقدار 11/3 بر رادیان افزایش می یابد. با کاهش این فاصله مرکز آیرودینامیکی کل به سمت عقب منتقل می گردد. در نتیجه حضور زمین باعث افزایش پایداری استاتیکی طولی شده است.کلید واژگان: تونل باد, شبیه ساز زمین, بال مثلثی, مشخصه های آیرودینامیکی}In this research experimental results of 60 degree delta wing airplane that conducted in National Low Speed Wind Tunnel is presented. The wind tunnel is closed type has an opened test section that its dimensions are 2.8 m × 2.2 m. Tests Reynolds number is beyond 1.5 million that achievement of this Reynolds number at low speed is unique in the country. Ground effect is measured using a fixed plane that its height is variable. Tests are conducted at the different height and aerodynamics forces and moments are measured using a sting type six component strain gaged balance. The tests results showed that the maximum lift coefficients increased from 1.29 to 1.38 due to presence of the ground plane. The lift coefficient due to ground plane in all range of angle of attack is increased and induced drag coefficient is decreased and consequently, the overall aerodynamics efficiency (lift to drag ratio) is increased from 8 to 14.5. When the distance between model and ground plane is less than half of the wing span, lift curve slope is increased in high rate from 2.66 per radian to 3.11 per radian. Decreasing this distance is caused the aerodynamic center is shifted backward and consequently longitudinal static stability is increased. Consequently presence of ground plane is caused increasing of airplane static stability.Keywords: wind tunnel, Ground Simulator, Delta wing, Aerodynamics Coefficients}
-
در این مطالعه، پروفیل سرعت لایه مرزی ناپایا روی سطح یک ایرفول فوق بحرانی تحت نوسان پیچشی اندازه گیری و تحلیل شده است. اندازه گیری با استفاده از یک لایه مرزی حاوی لوله های نازک فشار کل مستقر در فاصله ی ربع وتر ایرفویل از لبه ی حمله و روی سطح بالایی آن صورت گرفته است. در حالت استاتیک تاثیر زاویه ی حمله از 3− تا 14 درجه و سرعت جریان آزاد از 40 تا 70 متربرثانیه بررسی شده است؛ و در حالت دینامیکی در جریان آزاد با سرعت 50 متربرثانیه، تاثیر دامنه ی نوسان در محدوده ی $\p m3$ تا $\p m10$ درجه، بسامد کاهش یافته در محدوده ی 0٫007 تا 0٫0313 و زاویه ی اولیه ی ایرفویل)زاویه ی متوسط(در محدوده ی 3− تا 6 درجه درطول یک دوره نوسان، مطالعه شده است. در بررسی نتایج دینامیکی از روش تحلیل فرکانسی برای یافتن بسامد غالب و میزان دامنه ی آن استفاده شده است؛ همچنین تغییر رفتار پروفیل لایه مرزی در طول چرخه ی نوسان مورد مطالعه قرار گرفته است. نتایج حاصله نشان گر حلقه ی هیسترزیس برای ضخامت لایه مرزی است، که با افزایش بسامد نوسان حلقه های هیسترزیس بازتر شده اند و همچنین با افزایش زاویه ی حمله ی لحظه یی در حرکت بالارونده از ضخامت لایه مرزی کاسته شده است.
کلید واژگان: ایرفویل فوق بحرانی, حرکت پیچشی نوسانی, لایه مرزی ناپایا}Boundary layer profle on the upper surface of a supercritical airfoil in pitching motion has been experimentally investigated. Measurements were performed using a boundary layer having total pressure slim tubes positioned at 25% of the chord from the leading edge on the upper surface. In the static mode, the e ect of the angle of attack ranging from -3 to 14 degrees and for freestream velocities of 40 m/s to 70 m/s were investigated, where for the dynamic case e ects of oscillation amplitude varied between 3 and 10 degrees, reduced frequencies from 0.007 to 0.0313, and mean angles of attack between -3 and 6 degrees, on the boundary layer pro le were studied for one oscillation cycle. Time series of each pressure signals acquired from the pressure sensors were processed after ltering and corrections. To study the amplitude of the dominated frequency in the velocity pro le, Fast Fourier Transformation on the pressure signals acquired from each rake was used. The results indicate hysteresis loops for boundary layer thickness during upstroke and downstroke states and extension of width of hysteresis loops at higher reduced frequency. In addition, boundary layer thickness is decreased as the angle of attack is increased in the upstroke portion of the motion.
Keywords: Unsteady boundary layer, pitching motion, supercritical airfoil} -
به منظور بررسی اثر زاویه ی پس گرا بر توزیع فشار سطح بالایی یک بال مخصوص، آزمایش های گوناگونی در رژیم جریان زیر صوت انجام گرفت.این آزمایشات در اعداد رینولدز و زوایای حمله ی مختلف، بر روی سه نیم مدل بال با نسبت منظری یکسان و زوایای پس گرای مختلف صورت پذیرفت. نتایج نشان می دهد که توزیع فشار سطح بالای بال به دلیل وجود جریان های عرضی ناشی از زاویه ی پس گرای بال به ایجاد روند متفاوتی نسبت به حالت دوبعدی می انجامد. محدود بودن بال سبب ایجاد گردابه هایی در نوک بال شده که باعث تقویت اثرات سه بعدی جریان روی بال می شود، به نحوی که موقعیت و مقدار افت فشار روی آن در نزدیکی نوک بال نسبت به نقاط دیگر بال متفاوت خواهد بود و کارایی ایرفویل در مقاطع نزدیک به نوک بال بیشتر از مقاطع میانی دستخوش تغییرات شده و از حالت بهینه خارج شده است. در زوایای پس گرای کم، توزیع فشار روی بال نسبت به تغییرات عدد رینولدز حساسیت کم تری دارد.
کلید واژگان: بال پس گرا, زاویه ی پس گرایی, میدان جریان, توزیع فشار}A series of wind tunnel tests were conducted to examine the flow field over swept wings at subsonic speed under various conditions. For this purpose, three models with sweep angles of 23, 33 and 40 degrees were used. To Increase the Reynolds number, all models were employed as semi span wing types and the effects eliminated by installing the models on a flat plate at their roots. The flat plate was installed in the middle of the test section at a distance from the wall. The tests were performed at various Reynolds numbers and at various angles of attack on all semi-span wings, which had the same aspect ratio but different sweep angles. The results show that increasing the sweep angle causes a decrease in the velocity over the wing surface. The pressure distribution on the upper surface of the wing shows some differences when compared to the 2-D case, due to the existence of the cross flow and wing tip vortices. As the wing sweep angle was varied, the differences varied too. The results indicate that the wing tip vortices amplify the 3D effects of the flow. The pressure reduction in the vicinity of the wing tip deteriorates the performance at that section, compared to other sections of the wing. This phenomenon would eventually cause stall to occur at this section (wing tip) sooner than at other sections. The maximum pressure drop near the wing tip remains unchanged with changing the sweep angle for zero angle of attack only. But, for other angles of attack, the situation is different. For the wing with a sweep angle of 40 degrees, the surface pressure of all sections differs significantly and the maximum pressure is much lower too. However, near the wing tip, the differences are not significant. This phenomenon is related to the effect of wing tip vortices that are more dominant at higher sweep angles. The test results in all three models show that the pressure coefficient decreases with increasing Reynolds, and this phenomenon is most prominent for the highest sweep angle of 40 degrees.Keywords: keywords{Swept wing, sweep angle, flow field, pressure distribution}
بدانید!
- در این صفحه نام مورد نظر در اسامی نویسندگان مقالات جستجو می‌شود. ممکن است نتایج شامل مطالب نویسندگان هم نام و حتی در رشته‌های مختلف باشد.
- همه مقالات ترجمه فارسی یا انگلیسی ندارند پس ممکن است مقالاتی باشند که نام نویسنده مورد نظر شما به صورت معادل فارسی یا انگلیسی آن درج شده باشد. در صفحه جستجوی پیشرفته می‌توانید همزمان نام فارسی و انگلیسی نویسنده را درج نمایید.
- در صورتی که می‌خواهید جستجو را با شرایط متفاوت تکرار کنید به صفحه جستجوی پیشرفته مطالب نشریات مراجعه کنید.
©2000-2024 magiran.com All Rights Reserved.