جستجوی مقالات مرتبط با کلیدواژه « ضریب برآ » در نشریات گروه « فنی و مهندسی »
-
سه ایرفویل NACA0015، NACA0018و NACA0021 در اعداد رینولدز پایین مورد مطالعه آیرودینامیکی قرار گرفت. ابتدا با استفاده از روش عددی پنل بر پایه توزیع خطی گردابه، Q-Blade، CFD و آزمایش تجربی در تونل باد انجام و برای روش پنل از کد کامپیوتری زبان FORTRAN و برای روش CFD از مدل KW-SST نرم افزارFluent استفاده شد. نتایج نشان داد ایرفویل NACA0015 در مقایسه با دو ایرفویل دیگر در اعداد رینولدز بررسی شده ماکزیمم نسبت ضریب برآ به پسای بیش تری داشته و نسبت به دو ایرفویل دیگر دیرتر با استال مواجهه می گردد. سپس ایرفویل NACA0015 انتخاب و در عدد رینولدز 27000 ضریب برآ، ضریب پسا و نسبت ضرایب برآ به پسا در محدوده زاویه 10 تا 18 درجه در آزمایشگاه مورد مطالعه تجربی و با داده های Q-Blade، فرترن و مدل KW-SST مقایسه و نتایج نشان داد روش صفحات گردابه برای جریان هایی با عدد رینولدز کم، ضریب پسا و نسبت ضرایب برآ به پسا را در زاویه حمله کم تر و ضریب برآ را در زاویه حمله بیش تر بسیار خوب مدل کرده و درصد خطای کم تری نسبت به سایر روش های مورد بررسی دارد. نسبت ضرایب برآ به پسا در زاویه حمله 10 درجه مدل فرترن و CFDبا درصد خطای 8/1 و 3/2 درصد و با افزایش زاویه حمله مدل CFD و فرترن در زاویه حمله 18 درجه با درصد خطای 4 و 2/5 درصد مدل کرده که در زاویه حمله کم تر مدل فرترن و در زاویه حمله بالا مدل CFD برای تحلیل مناسب است.کلید واژگان: ایرفویل, رینولدز, ضریب برآ, ضریب پسا, دینامیک سیالات محاسباتی}The three low Reynolds number airfoils, NACA0015, NACA0018, and NACA0021, were examined. First, CFD and experimental testing were done in the wind tunnel using the numerical Vortex-Blade method, and it was used for the panel method of the KW-SST model. The findings demonstrated that the Reynolds numbers are more affected by airfoils when there are two airfoils present, as opposed to when there are more than two. The segmentation coefficient has been used to remove the tip radius and lift coefficient in the angle of attack less and less than other methods, according to comparison and results that showed that the method of vortex shedding and lift coefficient ratios in angle of attack between 10º and 18º in the laboratory were analyzed. In the attack angle of 10° and CFD model with a 1.8 and 2.3% error rate, increasing the attack angle of the CFD model, and Fortran at an attack angle of 18° with the 4 and 5.2% Fortran model and at the top of the CFD model for the analysis.Keywords: Airfoil, Reynolds Number, Lift Coefficient, Drag coefficient, CFD}
-
در تحقیق حاضر رفتار آیرودینامیکی و زمان تاخیر ایرفویل فوق بحرانی SC-0410 در یک مانور کلاسیک مورد بررسی قرار گرفته است. این حرکت شامل نوسان پیچشی سپس توقف ناگهانی و در ادامه حرکت پایین رونده می باشد. در این تحقیق اثرات فرکانس کاهش یافته و مدت زمان توقف بررسی شد. این آزمایشات در تونل باد مدار بسته زیر صوت با مقطع 8/0× 8/0متر مربع انجام گرفت. حرکت نوسانی پیچشی حول محور ربع وتر توسط دستگاه نوسان ساز سینوسی در محدوده فرکانس کاهش یافته 10/0 تا 12/ 0 تولید شده و زاویه حمله متوسط و دامنه نوسان، ثابت در نظر گرفته شده است. توقف در محدوده بالارونده ایرفویل صورت گرفته و زاویه توقف 5 درجه انتخاب شده است. این زاویه توقف، کمتر از زاویه واماندگی استاتیکی ایرفویل است. بعد از حرکت بالارونده، ایست ناگهانی و حرکت پایین رونده، میدان جریان بلافاصله به وضعیت استاتیکی نخواهد رسید و زمانی طول خواهد کشید تا تغییرات ایجاد شده در سه مرحله، بر میدان جریان حول ایرفویل به طور کامل گذشته و بال به شرایط پایدار اولیه دست یابد. نتایج نشان داد، فرکانس کاهش یافته بر زمان تاخیر، بسیار تاثیر گذار است. اما مدت زمان توقف تاثیر محسوسی بر زمان تاخیر اندازه گیری شده، ندارد. بدلیل افزایش استهلاک انرژی در فرکانس های بالا، با افزایش فرکانس کاهش یافته، زمان تاخیر کمتر می شود. قابل ذکر است نمودار ضرایب آیرودینامیکی بر حسب زاویه حمله در جریان ناپایا، حلقه هیسترسیس تشکیل می دهند. اثر هیسترسیس ایجاد شده در نتیجه اختلاف فاز بین حرکت بال و میدان جریان است.کلید واژگان: فرکانس کاهش یافته, حلقه هیسترسیس, ضریب برآ, ایرفویل فوق بحرانی}Experimental Investigation of Suddenly Stop of Supercritical Airfoil SC-0410 between Pitching MotionIn this research, the aerodynamic behavior and the time lag of supercritical airfoil SC-0410 undergoing a classic maneuver were investigated. This maneuver consist of pitch-up motion, pause and then pitch-down motion. In this research, the effect of reduced frequency and stop duration were investigated. The experiments were conducted in a subsonic close return wind tunnel with test section dimensions of 0.8 m×0.8 m. A pitching motion was produced by oscillation system about the quarter cord axis at reduced frequency of 0.01 to 0.12. In this study, both the mean angle of attack and oscillation domain were constant. The stop occurs between the upstroke motions. The stop angle of 5 degrees, was smaller than the static stall angle. Immediately after upstroke motion, suddenly stop and down stroke motion, the flow field is not achieved the static condition and the time lasts that the changes of 3 stages pass the flow field about airfoil and gain to initial steady state condition. The results show that reduced frequency was major parameter on the time lag. While the measured time lag was not sensitive to the pause duration. By increasing the reduced frequency, the time lag decreases because of large amount of energy dissipation at high frequencies. It was worth to point that the aerodynamic coefficient diagram verses angle of attack forms the hysteresis loop at unsteady stream. The hysteresis loop is the result of phase difference between the motion and the flow field.Keywords: Reduced Frequency, hysteresis loop, Lift Coefficient, Supercritical Airfoil}
-
وسایل نقلیه زمینی در دسته بندی اجسام بلوکه کننده جریان قرار می گیرند. هنگامی که یک وسیله نقلیه رو به جلو حرکت می کند حرکت هوا در اطراف آن گرادیان فشار تولید می کند که در طول بدنه متغیر است. این مسیله می تواند منجر به جدایش و پیدایش ناحیه برخاستگی آشفته در قسمت عقب خودرو گردد. مطالعه حاضر اثرات آیرودینامیکی تولیدکننده های ورتکس و تغییر چیدمان آن ها را در حالت های مختلف 6 و 15 عددی هرکدام با آرایش های خطی، مستطیلی و مثلثی بر روی قسمت پشتی یک مدل خودرو به صورت عددی بررسی می کند. برای تحلیل تغییرات ضرایب پسا و برآی حاصل از آرایش های مختلف تولیدکننده های ورتکس از روش معادلات متوسط گیری شده رینولدز و مدل های مغشوش استفاده شده است. نتایج نشان می دهند بهترین حالت برای کاهش نیروی پسا مربوط به حالت 6 تولیدکننده ورتکس با آرایش خطی و مثلثی است که ضریب پسای آیرودینامیکی را نسبت به مدل خودرو بدون تولیدکننده ورتکس به میزان 2% کاهش می دهد. بهترین حالت برای بهبود نیروی پایین بر به منظور افزایش پایداری خودرو نیز مربوط به چیدمان 15 تولیدکننده ورتکس با آرایش مستطیلی می باشد که ضریب برآی آیرودینامیکی را در مقایسه با مدل خودرو بدون تولیدکننده ورتکس به میزان23/1% کاهش می دهد. همچنین با افزایش تعداد تولیدکننده های ورتکس از 6 به 15 عدد، ضرایب پسا به صورت کلی افزایش می یابند.کلید واژگان: لایه مرزی, جدایش, ضریب پسا, ضریب برآ, تولیدکننده ورتکس}Land vehicles are among the blunt body objects. When a vehicle moves forward, the movement of air around it produces a pressure gradient that varies along the body. This can lead to separation and appearance of a turbulent wake region in the rear of the vehicle. The present study numerically investigates the aerodynamic effects of vortex generators and their arrangement in different positions of 6 and 15 numbers, each with linear, rectangular and triangular arrangements on the back of a car model. Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equations and turbulent models have been used to analyze the changes in drag and lift coefficients obtained from different arrangements of the vortex generators. The results show that the best case for reducing the drag force is related to 6 numbers of vortex generators with linear and triangular arrangement, which reduces the drag coefficient by 2% compared to the car model without vortex generators. In addition, the best case to improve the downforce; in order to increase the stability of the car, is the arrangement of 15 vortex generators with a rectangular alignment, which reduces the lift coefficient by 23.1% compared to the car model without the vortex generator. Also, with increasing the number of vortex generators from 6 to 15, the drag coefficients generally increase.Keywords: Boundary layer, separation, Drag coefficient, Lift coefficient, Vortex genarator}
-
در این مقاله، جریان ناپایای عبوری از روی یک استوانه دایره ای چرخان با استفاده ازمدل k-ω SST مورد بررسی قرار گرفته است. نسبت چرخش استوانه از 0 تا 42/0 تغییر می کند. تغییرات ضرایب برآ و پسای متوسط و ساختار گردابه های تشکیل شده پشت استوانه مطالعه شده است. مشخص شد که افزایش نسبت چرخش منجر به کاهش طول لایه برشی سطح بالایی استوانه و باعث افزایش در سطح پایینی استوانه می شود. نتایج نشان می دهند که با افزایش نسبت چرخش استوانه، ضریب پسای متوسط کاهش و قدر مطلق ضریب برآی متوسط افزایش می یابد. همچنین با افزایش نسبت چرخش، موقعیت نقطه سکون و جدایش جریان تغییر می یابند. نتایج به دست آمده با نتایج سایر شبیه سازی های عددی انجام شده و همچنین نتایج تجربی مقایسه شده است.
کلید واژگان: استوانه چرخان, ضریب برآ, ضریب پسا, شبیه سازی عددی} -
امروزه طراحی ایرفویل ها با توجه به روش های نوین شبیه سازی دچار تحول شگرفی شده است که به طراح امکان سنجیدن تاثیر عوامل مختلف بر کارایی ایرفویل را می دهد. بنابراین، انتخاب نوع بال امری حیاتی و مهم قلمداد می شود. به عبارت دیگر، طراحی یک بال خوب دغدغه اصلی یک طراح هواپیماست. در پروژه حاضر، تاثیر موج دار کردن سطح ایرفویل بر تغییرات ضریب برآ و پسا مورد مطالعه قرار گرفته است. نمودارهای ضرایب برآ و پسا، کانتور توزیع فشار و توزیع سرعت در زوایای حمله متفاوت مورد بررسی قرار گرفته اند. نتایج به دست آمده حاکی از آن است که ایرفویلهای موج دار در زاویه حمله مشخص و نزدیکی زاویه واماندگی از عملکرد بهتری نسبت به ایرفویل بدون سطح مواج برخوردارند. همچنین، نتایج کارایی ایرفویل در زوایای حمله متفاوت که در قالب نمودار آورده شده است که بیانگر عملکرد مطلوب بال مواج دارد.کلید واژگان: ایرفویل موجدار, ضریب برآ, ضریب پسا}Nowadays, with regard to the new methods of simulation, the designof airfoils have greatly changed and this allows the evaluation of the effect of various factors on the efficacy of airfoils. Thus, choosing the type of wing would be so important; in another term, designing a proper wing is what an airplane designer is mainly concerned with. In this project, the effect of airfoil wave surface on the changes of coefficients of lift and drag are studied. Graphs of lift and drag coefficients, Cantor Distribution Pressure and Cantor Distribution speed are alsoinspected in different attack angles. The achieved results indicate that wavy airfoils atspecific attack angle and also near the angle of extinction have a better performance than airfoils without wavy surface. The results of airfoil performance in different attack angles shown throughgraphs indicate the proper performance of wavy wing.Keywords: Wavyairfoil, Drag coefficient, Lift Coefficient}
-
یکی از رویکردهای موثر در بهبود عملکرد آیرودینامیکی هیدروفویل ها و ایرفویل ها، تزریق مقدار اندکی انرژی به سیستم (نظیر تزریق یا مکش سیال روی سطح جسم) ، جهت تغییر نیروی برآ و پسا می باشد. در حقیقت مکش و دمش سطحی سیال می تواند توزیع فشار و گرادیان سرعت روی سطوح ایرفویل/ هیدروفویل را بهبود و محل جدایش جریان را اصلاح نماید. از این رو در تحقیق حاضر به بررسی رفتار هیدرودینامیکی جریان آشفته عبوری از یک ایرفویل که در معرض تزریق و مکش جریان سیال در قسمتی از سطح بالایی خود قرار گرفته است پرداخته می شود. رفتار ایرفویل ابتدا تحت یک موقعیت تزریق یا مکش سیال بررسی و پس از آن تزریق یا مکش از دو موقعیت، مورد بررسی قرار می گیرد. در این شبیه سازی از نرم افزار تجاری فلوئنت بهره گرفته شده است. هدف از این تحقیق، مطالعه اثر قدرت، تعداد شکاف تزریق یا مکش، محل تزریق یا مکش سیال و زاویه تزریق یا مکش روی عملکرد هیدرودینامیکی ایرفویل می باشد. از مهم ترین نتایج به دست آمده می توان به کاهش 10 الی 50 درصدی نیروی پسا و افزایش 5 الی 10 درصدی نیروی برآ (در حالت دمش) و کاهش 5 الی 30 درصدی نیروی پسا و افزایش 5 الی 10 درصدی نیروی برآ (در حالت مکش) با درنظر گرفتن دو شکاف تزریق در مقایسه با یک شکاف تزریق کاهش اشاره کرد.کلید واژگان: کنترل جریان, دمش و مکش سیال, ضریب برآ, ضریب پسا, زاویه تزریق جریان}One approach to improve the aerodynamic performance of airfoils and hydrofoils is inject a small amount of energy to the system (such as fluid injection or suction on the surface), to change the lift and drag. In fact, surface suction and blowing of the fluid can improve the pressure distribution and velocity gradient on the airfoil/hydrofoil surfaces and modify the flow separation point. Therefore, in this study the hydrodynamic behavior of turbulent flows over an airfoil exposed to the injection and suction of fluid in a part of its upper surface is discussed. Firstly, the behavior of the airfoil under one position of the injection or suction and then under two positions of injection or suction are investigated. In this simulation, the FLUENT software is used. The aim of this study is to investigate the effect of the power, the number, the position and the angle of blowing or suction on the hydrodynamic performance of the airfoil. The most important results are the reduction of 10 to 50 percent of the drag and the increase of 5 to 10 percent of the lift (for the blowing) and the reduction of 5 to 30 percent of the drag and the increase of 5 to 10 percent of the lift (for the suction) by considering two positions of injection in comparison to one position.Keywords: Flow Control, Blowing, amp, Suction, Lift Coefficient, Drag Coefficient, Flow Injection Angle}
-
فرم بدنه سی گلایدرها مبتنی بر الزامات عملیاتی و شرایط محیطی متفاوت بوده طراحی آن ها به گونه ای می باشد که به دلیل عدم وجود سیستم رانش پروانه ای دارای مصرف انرژی بسیار پایینی هستند و از این رو در مدت زمان طولانی می توانند ماموریت خود در زیر آب ها را انجام دهند. معمولا طراحی این گلایدرها به صورتی است که از یک سامانه شناوری، بالک های ثابت، اجرام متحرک داخلی، پمپ بالاست و یک سکان (بال هدایت) تشکیل شده است. بنابراین کنترل حرکتی رو به پایین و رو به بالا این گلایدرها با تحرک اجرام دا خلی اش به سمت جلو و عقب و حرکت عمودی اش (تغییر ارتفاع و عمق) از تغییر شناوری از منفی به مثبت و بالعکس صورت می گیرد. آنالیز عددی این گلایدرها به منظور درک بیشتر از کنترل حرکت و قابلیت مانور آنها بسیار کاربردی و مهم می باشند. در این مقاله به بررسی تغییرات ضرایب هیدرودینامیکی یعنی ضریب پسا (مقاومت آب) و ضریب برآ (بالارونده) در زوایای حمله[1] مختلف که بالک های ثابت در آن نقش اصلی را ایفا می کنند، پرداخته شده است. مطالعه این ضرایب و تغییرات آن ها که از اصلی ترین پارامترهای هیدرودینامیکی می باشند تاثیر به سزایی در نحوه ی بهبود عملکرد حرکتی و مانور گلایدرها دارند. گلایدر مورد مطالعه در این مقاله سی گلایدر می باشد، که نحوه ی عملکرد آن در زیر آب، مدل هندسی در نرم افزار کتیا، مدل دینامیکی، آنالیز عددی در نرم افزار انسیس فلوئنت انجام گردید و نهایتا نتایج حاصل شده با تست تونل باد اعتبار سنجی گردید.کلید واژگان: سی گلایدر, ضریب برآ, ضریب پسا, تونل باد, سامانه شناوری}To monitor environmental conditions underwater and seabed and ocean vessels now be considered a special interest. These vessels designed and is used in various forms. One kind of this vessels are sea gliders. Sea gliders hull form is based on operational requirements and different environmental conditions. They were designed to meet the demand for a vehicle with low energy consumption that could be used for long-term oceanographic sampling The typical design of the underwater glider is having fixed wings internal masses, a ballast pump, and a rudder. Thus, the buoyancy-driven underwater glider controls its attitude by moving the internal masses and rudder, gliding downwards and upwards through the ocean's water column by constantly changing the buoyancy level from negative to positive buoyancy in order to change the depth. Numerous institutes have developed laboratory-scale underwater gliders for research purposes. Numerical Analysis of the gliders to further understanding of motion control and maneuverability is the very useful and important. This article examines the changes in hydrodynamic coefficients of drag coefficient (water resistance) and lift coefficient (ascending) fixed at different angles of attack that fixed wings play a major role in it, are dealt with. Glider studied in this paper is sea glider that method of performance underwater, geometric modeling, dynamic modeling, numerical analysis, and finally to investigate the hydrodynamic coefficients and its results is given below.Keywords: sea glider, lift coefficient, drag coefficient, wind tunnel, buoyancy system}
-
در تحقیق حاضر اثرات محرک پلاسمایی با تابع ولتاژهای سینوسی، مربعی و دندانه مثلثی مثبت روی تغییر موقعیت نقطه ی جدایش جریان بررسی شده است. همچنین میزان توانایی این محرک پلاسمایی را در افزایش مقدار ضریب برآ در سه نوع مدل ولتاژ ذکر شده در اطراف ایرفویل مدلNACA0015 در زاویه های حمله ی 0 ،3/5 ، 5/11 و 5/17بررسی شده است و بهترین نوع مدل ولتاژ برای افزایش ضریب برآ و برطرف کردن نقطه جدایش جریان و یا تضعیف آن به دست آمده است. در ابتدا ضریب فشار روی ایرفویل NACA0015 در حالتی که محرک پلاسمایی روشن می باشد محاسبه و با مقایسه با کار تجربی سوسا مورد اعتبارسنجی قرار گرفته است سپس تغییرات پروفیل سرعت و تغییرات موقعیت نقطه جدایش جریان در سه ناحیه روی ایرفویل و یک ناحیه پشت ایرفویل براساس مدل های متفاوت ولتاژ مربعی، سینوسی و دندانه مثلثی مثبت در چهار زاویه ی حمله ، به صورت عددی و وابسته به زمان با استفاده از نرم افزار COMSOL ارایه شده است.کلید واژگان: جریان الکتریکی کرونا, حل وابسته به زمان, ضریب برآ, نقطه جدایش, ایرفویل NACA0015}In present study the effects of plasma actuation on the position of the separation point by using the different types of voltage functions including the sinusoid, square and triangular has been investigated. Also, the ability of this actuator for increasing the lift coefficient of airfoil NACA 0015 at angles of attack 0, 5.3, 11.5 and 17.5 has been studied and the best voltage function type for increasing of lift coefficient and removing or weakening the separation point has been determined. At first the pressure coefficient over the airfoil was calculated when actuation was applied and was validated by comparing with experimental data of Sosa. Then the variation of the velocity profiles and position of separation point in the three regions over the airfoil and a region behind the airfoil according to the voltage types sinusoid, square and triangular for different angles of attack have been predicted time-dependent numerically by COMSOL Multiphysics.Keywords: Time dependent resolution, Plasma actuator, Lift coefficient, Separation point, NACA 0015 airfoil}
-
اجسام بالستیک در مدت زمان حرکت در سطوح مختلف پروازی می توانند نیروهای متنوعی را تحمل نمایند که بستگی به مقاومت ناشی از استحکام در قسمت های متفاوت جسم مورد نظر در زمان طراحی و ساخت آنها می باشد. از جمله نیروهای ناشی از معادلات آیرودینامیکی می توان به نیروی برآ و نیروی پسا، اشاره کرد. این دو نیرو به مشخصه هایی نظیر زاویه حمله بستگی دارند. در این مقاله یک موشک بالستیک شهاب 3 ساخت ایران به عنوان نمونه، پس از شبیه سازی توسط نرم افزار نجم مورد بررسی قرار گرفت. این نرم افزار برای تحلیل اجسام بالستیک قابل استفاده است. این کار در دو مرحله، یک بار با زاویه حمله 2 درجه و بار دیگر با زاویه حمله 8 درجه مورد تحلیل واقع شد. پس از بررسی های صورت گرفته مشخص شد که در زاویه حمله 2 درجه نیروهای ایجاد شده در بدنه جسم بالستیک هیچ گونه فشار و تنش بحرانی ایجاد نمی کند اما در زاویه حمله 8 درجه از طول 8 متری از نوک جسم، فشار جانبی آغاز شده و در ناحیه انتهایی به نقطه بحرانی می رسد که با واقعیت انطباق دارد. همچنین نسبت ضریب برآ به ضریب پسا که از مشخصه های تحلیل آیرودینامیکی محسوب می شود، برای زاویه 2 درجه بسیار مناسب تر است.
کلید واژگان: زاویه حمله, ضریب پسا, ضریب برآ, بالستیک}During movement in different flying levels, ballistic objects can endure various forces, which depend on the strength of different parts of the intended body at the time of their design and manufacturing. Among the forces resulting from aerodynamic equations, lift and drag forces could be noted. These two forces depend on characteristics such as the angle of attack. In the present paper, a Shahab-3 ballistic missile (manufactured in Iran) has been evaluated by simulating in the software Najm. This software can be used to analyze the ballistic objects. This work were analyzed in two stages, once with the attack angle of 2 degree and once again with the angle equal to 8 degree. After performing the investigations, it was determined that in the attack angle of 2 degree the forces created in the body of ballistic object do not develop any critical pressure or tension. However, in the attack angle of 8 degree, the lateral pressure starts from the length of 8 m from the object’s tip and it reaches the critical point in the end area, which complies with reality. Moreover, the lift-to-drag coefficient ratio that is considered as a characteristic of aerodynamic analysis is much more suitable for angle of 2 degree.
Keywords: Angle of attack, Drag coefficient, Lift coefficient, ballistic} -
در این تحقیق به بررسی عددی تاثیر دمش و مکش توام و دمای دمش بر روی عملکرد ایرفویل در جریان تراکم پذیر پرداخته می شود. دمش و مکش توام روشی برای افزایش نسبت ضریب برآ به پسا و زاویه ی واماندگی است که با دمش هوا بر روی ایرفویل از ابتدای آن و مکش آن از انتهای ایرفویل عمل می کند. عدد ماخ جریانهای مورد بررسی بین 0.4 تا 0.6 می باشند. در این تحقیق، ایرفویل کلارک-وای که ایرفویلی مبنا برای طراحی ایرفویلهای جدید می باشد، اانتخاب شده است. برای تایید روش حل مسئله، نتایج بدست آمده از این حل عددی با نتایج آزمایشگاهی موجود مقایسه شده است. نتایج نشان می دهد که درصد بهبود عملکرد این سیستم در جریان تراکم پذیر کمتر از مقدار آن در جریان تراکم ناپذیر است. با افزایش ضریب ممنتم جت، ضریب پسا کاهش و ضریب برآ افزایش می یابد. استفاده از دمش و مکش در جریان تراکم پذیر باعث افزایش زاویه ی واماندگی می شود. بیشینه ی کاهش ضریب پسا و افزایش ضریب برآ در محدوده ی زاویه ی واماندگی اتفاق می افتد و با افزایش دما در محدوده ای خاص از زاویه و سرعت، عملکرد ایرفویل مقدار اندکی افزایش می یابد اما با توجه به سهولت در انجام نسبت به افزایش ضریب ممنتم جت، بسیار مفید است.کلید واژگان: ایرفویل, ضریب برآ, ضریب پسا, واماندگی, جریان تراکم پذیر}In this study, the effects of Co-Flow jet and injection temperature on the enhancement of airfoil performance in the compressible flow are investigated numerically. Co-Flow jet is a method of increasing lift to drag ratio and varying the Stall Degree which works via injecting the air from the edge of airfoil and suction from the tail. The much number of studied flow changes from 0.4 to 0.6. Clark-Y airfoil has been chosen for this study because of its application in compressible flow, it is the base airfoil for development of new airfoils. A validation is performed for Clark-Y airfoil by comparing the present numerical result and available experimental data in the literature. Results indicate that the enhancement induced by the Co-Flow jet on the compressible flow is less than one in the incompressible flow. The drag and lift coefficients reduces and increases by increasing the jet momentum coefficient, respectively. Using the Co-Flow Jet increase the stall degree. The maximum of lift decrement and drag increment occurs around the stall degree. Increasing the temperature increases lift coefficient slightly where it seems to be better choice in comparison with increment of Jet momentum coefficient due to ease of operation.Keywords: Airfoil, Lift Coefficient, Drag coefficient, Stall, Compressible flow}
-
امروزه نگرانی های زیست محیطی بزرگترین چالش در طراحی وسایل نقلیه به حساب می آیند و به نظر می رسد که خودروهای الکتریکی پاسخ مناسبی برای حل این مشکلات است، از این رو تاکنون اقدامات زیادی در زمینه های افزایش بازدهی، کاهش تلفات و بهبود عملکرد این خودروها انجام گرفته است. یکی از مهمترین مواردی که در طراحی خودروها باید در نظر گرفت، بهبود مشخصه های آیرودینامیکی می باشد. در این مقاله نتایج حاصل از تاثیرات بهبود مشخصه های آیرودینامیکی بر روی خودروی الکتریکی مورد بررسی قرار گرفته است و در این راستا نصب اسپویلر عقب متحرک به همراه کنترل کننده ی پیشنهادی و همچنین پوشاندن چرخ های عقب خودرو، پیشنهاد گردیده است. به منظور بررسی راه کارهای پیشنهادی، تاثیرات آن ها بر روی نمونه ای از خودروی الکتریکی که توسط مولفین در دست ساخت و توسعه است، در محیط سیمولینک متلب مدل سازی شده است. به منظور استخراج ضرایب پسا و برآ، جریان حول خودروی الکتریکی ارائه شده در نرم افزار انسیس مورد بررسی قرار گرفته شده است، در این راستا حل عددی جریان حول خودرو از طریق دینامیک سیالات محاسباتی و همچنین مدل توربلانسی استاندارد k-ε انجام شده است. نتایج حاکی از آن است که بهبود مشخصه های آیرودینامیکی در خودروهای الکتریکی نه تنها باعث افزایش پایداری خودرو می گردد، بلکه می تواند تاثیرات قابل توجهی بر روی سیستم ذخیره سازی انرژی، مسافت پیموده شده و بازدهی موتور الکتریکی داشته باشد.کلید واژگان: اسپویلر, خودروی الکتریکی, دینامیک سیالات محاسباتی, ضریب برآ, ضریب پسا}In recent years, environmental concerns are the greatest challenge in vehicle design. Electric vehicles seem to be a suitable solution to this problem. Therefore, numerous measures have been taken to increase the efficiency, reduce losses, and improve the performance of these vehicles. Aerodynamic characteristics improvement is a key issue that should be considered in vehicle design. In this paper, the effects of improving the aerodynamic characteristics on the electric vehicles are analyzed. For this purpose, installing movable rear spoiler along with a controller and covering the rear wheels have been proposed. In order to evaluate the proposed solutions, their effects on an electric vehicle prototype that has been constructed and developed by the authors have been modeled in MATLAB SIMULINK environment. The flow around the electric vehicle has been studied in ANSYS in order to calculate the drag and lift coefficients. The flow has been numerically solved using the Computational Fluid Dynamics (CFD). The standard k-ε turbulence model has been utilized in this study. The results show that improvement of aerodynamic characteristics in electric vehicles not only increases the stability of the vehicle, but also has a significant impact on the energy storage system, mileage, and the electric motor efficiency.Keywords: Computational fluid dynamic (CFD), Drag coefficient, Electric vehicle, Lift coefficient, Spoiler}
-
در این تحقیق، به بررسی تجربی اثر بالک شبکه ای و اندازه و تعداد انگشتی های آن بر روی الگوی جریان سطح بالایی یک مدل بال و همچنین ضرایب آیرودینامیکی برآ و پسای آن در سرعت پایین پرداخته شده است. بررسی ها در سرعت جریان آزاد 7/24 متر بر ثانیه که متناظر با عدد رینولدز 101000 است و در زوایای حمله 2- تا 21 درجه انجام شده اند. مدل بال استفاده شده، مستطیل شکل بوده و دارای ضریب منظری 57/4 می باشد. ایرفویل مقطع بال NACA 2306 است. آزمایش های تجربی شامل آشکارسازی جریان روی سطح بالایی بال توسط تافت و اندازه-گیری ضرآیب برآ و پسا می باشند. نتایج نشان می دهند که در زوایای حمله پایین، اضافه نمودن بالک تاثیر چندانی بر ضرایب برآ و پسا ندارد، ولی با افزایش زاویه حمله این تاثیر بیشتر می شود. همچنین بیشترین مقدار نیروی برآ و کمترین مقدار نیروی پسا مربوط به حالتی است که 4 بالک استفاده شده در نوک بال از بلند به کوتاه نسبت به لبه حمله چیده شده اند.کلید واژگان: بالک شبکه ای, ضریب برآ, ضریب پسای القایی, آشکارسازی جریان, عدد رینولدز پایین}In this research¡ a low speed wind tunnel test has been carried out to investigate the effects of adding grid winglet¡ its size and number of fingers on the flow pattern over the upper surface of a wing model and its aerodynamic coefficients. The investigation has been performed for different angles of attack ranging from -2 to 21 degrees and at a free stream velocity of 24.7 m/sec¡ corresponding to the Reynolds number of 101000. The model has a rectangular shape with an aspect ratio of 4.75. Wing section airfoil is NACA 23016. Flow visualization is performed using tuft over the upper surface of the wing and lift & drag coefficients are measured. The obtained results show that at low angles of attack (lower than 6 degree)¡ adding the grid winglet has no effect on the lift & drag coefficients. However¡ at higher angles of attack¡ its effect increases. Maximum amount of lift and minimum amount of drag is for the case that the grid winglet has 4 fingers sorted from long to short.Keywords: Grid Winglet, Lift Coefficient, Induced Drag Coefficient, Flow Visualization, Low Reynolds Number}
-
تاثیر لایه ی مرزی و جدایش موضعی آن روی ضریب برآ و پسا، خصوصا در تحلیل رفتار هیدرودینامیکی هیدروفویل ها یکی از موضوعات مورد علاقه ی محققان علم مکانیک سیالات به شمار می آید. در این میان روش های کنترل لایه ی مرزی جهت افزایش ضریب برآ و کاهش ضریب پسا، بسیار رایج هستند. مطالعه ی آئرودینامیک جریان های با اعداد رینولدز پایین به علت کاربردهای خاص نظیر وسایل بدون سرنشین، ربات ها و کاوشگرهای زیرسطحی در ابعاد بسیار کوچک مورد توجه می باشد. به همین دلیل در این تحقیق، اثر دمش و مکش سیال از سطح فوقانی هیدروفویل ها روی کنترل جریان، ضریب برآ و پسا در جریان با اعداد رینولدز 500 و 2000 بررسی شده است. روش عددی حجم محدود جیمسون و روش پیش شرط سازی توانی برای تحلیل جریان های لزج تراکم ناپذیر ارائه شده است. جهت کنترل لایه ی مرزی یک جت دمش (مکش) با پهنای 5/2 % طول وتر در سطح فوقانی هیدروفویل قرار داده و نتایج برای کمیت های مختلف دمش (مکش) معرفی شده است. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که دمش دور از لبه ی حمله با زاویه ی دمش کمتر و مکش عمود بر سطح دور از لبه ی حمله، ضریب برآ را افزایش می دهد. همچنین دمش با نسبت سرعت کمتر و مکش با نسبت سرعت بیشتر، تاثیر بهتری بر افزایش ضریب برآ دارد.
کلید واژگان: لایه ی مرزی, کنترل جریان, دمش و مکش, ضریب برآ, روش پیش شرط سازی توانی}Effect of boundary layer and its local separation on lift and drag coefficients، especially in the analysis of hydrodynamic behavior of hydrofoils is considered as an interesting subject for fluid mechanics researchers. Boundary layer control methods to increase the lift coefficient and reduce the drag coefficient، are very common. Aerodynamic study of flows at low Reynolds to special applications such as micro unmanned underwater vehicles، underwater robots and explorers are interested. For this reason in this study، the effect of fluid blowing and suction through upper surface of hydrofoils on flow control، lift and drag coefficients for flow under Re =500 and Re=2000 are investigated. Jameson’s finite volume method and power-law preconditioning method for analyzing viscous incompressible flows are presented. To control the boundary layer a jet with a width of 2. 5% of chord length is placed on hydrofoil’s upper surface and results for different blowing (suction) parameters are introduced. Results show that، blowing far from leading edge at low blowing angel and perpendicular suction far from leading edge increase the lift coefficient. Also blowing with law velocity ratio and suction with large velocity ratio، has the better impact on increasing lift coefficient.Keywords: boundary layer, Flow Control, blowing, suction, lift coefficient, power, law preconditioning method}
نکته
- نتایج بر اساس تاریخ انتشار مرتب شده‌اند.
- کلیدواژه مورد نظر شما تنها در فیلد کلیدواژگان مقالات جستجو شده‌است. به منظور حذف نتایج غیر مرتبط، جستجو تنها در مقالات مجلاتی انجام شده که با مجله ماخذ هم موضوع هستند.
- در صورتی که می‌خواهید جستجو را در همه موضوعات و با شرایط دیگر تکرار کنید به صفحه جستجوی پیشرفته مجلات مراجعه کنید.
©2000-2024 magiran.com All Rights Reserved.