جستجوی مقالات مرتبط با کلیدواژه "میدان جریان" در نشریات گروه "مکانیک"
تکرار جستجوی کلیدواژه «میدان جریان» در نشریات گروه «فنی و مهندسی»-
مدیریت گرما در پیل سوختی غشا پلیمری برای افزایش نرخ واکنش ها، جلوگیری از تشکیل نقاط داغ، جلوگیری از خشک شدگی غشا ضروری است. در پیل سوختی غشا پلیمری با محدودیت در جهت های افزایش و کاهش دما مواجه می باشیم. میدان جریان بر انتقال جرم و گرما و به طبع آن بر چگالی جریان تاثیر می گذارد و طراحی مناسب میدان منجر به بهبود عملکرد پیل می شود. کانال های جریان موازی همراه با مانع می توانند انتقال واکنش دهنده ها به لایه کاتالیست را افزایش داده و باعث کاهش بیشینه دما، توزیع یکنواخت دما و بهبود عملکرد پیل شوند. در این مقاله به مدل سازی عددی، سه بعدی و دوفازی پیل با کانال های همراه با مانع پرداخته شده و عملکرد الکتروشیمیایی و گرمایی آن با پیل با کانال های موازی ساده مقایسه شده است. نتایج نشان می دهند که افزودن مانع باعث بهبود انتقال جرم از کانال ها به سمت لایه پخش گاز شده و از این رو نرخ واکنش در پیل افزایش یافته و منجر به بهبود عملکرد پیل می شوند. همچنین، وجود مانع باعث می شود بیشینه دمای پیل بیشتر از 1 کلوین کاهش یابد و توزیع دما یکنواخت تر شود.
کلید واژگان: پیل سوختی غشا پلیمری, میدان جریان, مانع, دما, انتقال اکسیژن, افت فشارHeat management in the polymer membrane fuel cell is necessary to increase the rate of reactions, prevent the formation of hot spots, and prevent the membrane from drying out. In the polymer membrane fuel cell, in the polymer membrane fuel cell, there is a limitation in increasing and decreasing the temperature. The flow field affects the mass and heat transfer and consequently the current density, and the proper design of the flow field leads to the improvement of the fuel cell performance. Parallel flow channels with baffles can increase the transfer of reactants to the catalyst layer and reduces the maximum temperature, uniforms temperature distribution and improve battery performance. In this article, the numerical, three-dimensional and two-phase modeling of the fuel cell with channels along with baffles is discussed and its electrochemical and thermal performance is compared with the battery with simple parallel channels. The results show that the addition of the baffles improves the mass transfer from the channels to the gas diffusion layer and hence the reaction rate in the cell increases and leads to improved cell performance. Also, the presence of the baffles causes the maximum temperature of the fuel cell to decrease by more than 1 Kelvin and the temperature distribution becomes more uniform.
Keywords: Polymer Membrane Fuel Cell, Flow Field, Baffles, Temperature, Oxygen Transport, Pressure Drop -
در تحقیق حاضر به بررسی عددی میدان جریان و انتقال حرارت برخوردی نوسان سازهای سیال در فواصل نزدیک پرداخته شده است. شبیه سازی ها تحت شرایط دوبعدی، تراکم ناپذیر و ناپایا انجام شده و هدف ارزیابی تاثیر تغییر فاصله، تغییر زاویه نازل خروجی، حذف نازل خروجی و تغییر عدد رینولدز است. همچنین برای بررسی جامع، نتایج نوسان ساز سیال با نتایج جت ثابت مقایسه شده است. به منظور صحت سنجی نتایج از دو پژوهش تجربی برای نوسان ساز سیال و جت ثابت بهره برده شده و تطابق خوبی میان نتایج مشاهده شده است. نتایج نشان می دهد که افزایش فاصله در نوسان سازها سبب کاهش حداکثر حدود 11 درصد در عدد ناسلت برای نقطه سکون می شود، درحالی که تغییر فاصله تاثیر قابل توجهی در جت ثابت ندارد. علاوه بر این، تغییر در زاویه نازل خروجی سبب تغییر در عدد ناسلت می شود اما این تغییر روند مشخصی ندارد. شایان ذکر است که حذف نازل خروجی نیز باعث افزایش عدد ناسلت می شود. افزایش عدد رینولدز برای نوسان ساز ها و جت ثابت به ترتیب سبب افزایش تقریبی حداقل 22 و 28 درصد در عدد ناسلت در نقطه سکون خواهد شد.
کلید واژگان: انتقال حرارت, جت برخوردی, شبیه سازی عددی, میدان جریان, نوسان ساز سیالIn this study, the flow field and the impingement heat transfer of fluidic oscillators at narrow spaces are investigated numerically. Simulations are performed in 2-D, incompressible, and unsteady conditions and the aim is to analyze the effects of the jet to wall distance, the external nozzle angle, the Reynolds number, and removing the external nozzle on the heat transfer performance. Also, for a comprehensive review, the results of the fluidic oscillator are compared with the results of the steady jet. To ensure the validity of the numerical simulations, two experimental researches are applied for the fluidic oscillator and the steady jet and a good agreement is observed between the present simulations and the experimental data. The results show that increasing the distance in fluidic oscillators causes a maximum decrease of about 11% at the Nusselt number of the stagnation point, while employing the various distances does not have a significant effect on the steady jet. In addition, the configuration of the different external nozzle angles affects the Nusselt number, but this influence does not have a monotonic behavior. Furthermore, the Nusselt number increases by removing the external nozzle. When the Reynolds number increases for the fluidic oscillator and the steady jet, the Nusselt number of the stagnation point increases by at least about 22 and 28%, respectively.
Keywords: Heat Transfer, Impinging Jet, Numerical Simulation, Flow Field, Fluidic Oscillator -
تداخل آیرودینامیکی یکی از پدیده هایی است که هنگام عبور دو جسم پرنده از نزدیکی یکدیگر رخ می دهد. در این حالت تغییر توزیع فشار واردشده بر اجسام عبوری از نزدیکی یکدیگر باعث تغییر در نیروهای آیرودینامیکی می شود. در این پژوهش به بررسی عددی میدان جریان بین دوبدنه باریک در فاصله نزدیک و تغییرات فشار در طول آن ها در سرعت های مافوق صوت پرداخته می شود. شبیه سازی به صورت دوبعدی و سه بعدی انجام شده و برای مدل سازی آشفتگی جریان از مدل k-omega sst استفاده شده است. دوبدنه باریک در سرعت های 5/1، 3 و 5/4 ماخ و در فواصل 2، 3 و 4 برابر قطر بدنه یکدیگر در کنار هم قرارگرفته و در دو حالت دارای حرکت نسبی و بدون حرکت نسبی موردبررسی قرار گرفتند. نتایج نشان می دهد با افزایش سرعت جریان آزاد، موج شوک از کمانی به مایل تغییر شکل می یابد و بین دوبدنه منعکس می شود. همچنین با کاهش عدد ماخ جریان و افزایش فاصله بین دوبدنه باریک، موج شوک منعکس شده ضعیف تر می شود. در ماخ 5/1 بازتاب موج شوک بین دوبدنه چندان محسوس نیست درحالی که در ماخ 5/4 موج شوک به خوبی بین دوبدنه بازتاب دارد. در حالت دارای حرکت نسبی دوبدنه باریک، در نقاط بازتاب موج شوک جدایش جریان روی می دهد و تعداد انعکاس موج شوک نسبت به حالت بدون حرکت نسبی کمتر می شود.
کلید واژگان: تداخل آیرودینامیکی, میدان جریان, بدنه باریک, مافوق صوتAerodynamic interference is one of the phenomena that occurs when two flying objects pass near each other. In this case, the change in the pressure distribution on objects passing near each other causes a change in the aerodynamic forces. In this research, the numerical investigation of the flow field between two narrow bodies at a close distance and the pressure changes along them at supersonic speeds is done. The simulation was done in two-dimensional and three-dimensional form, and the k-omega sst was used to model the flow turbulence. The two slender bodies were placed next to each other at speeds of Mach 1.5, 3, and 4.5 and at intervals of 2, 3, and 4 times the diameter of the body. they were examined in two modes with relative motion and without relative motion. The results show that as the free flow velocity increases, the shock wave deforms from bow to oblique and is reflected between the two bodies. Also, as the flow Mach number decreases and the distance between two slender bodies increases, the reflected shock wave becomes weaker. At Mach 1.5 the shock wave reflection between two bodies is not very noticeable, while at Mach 4.5 the shock wave is well reflected between two bodies. In the state of relative motion of two slender bodies, separation occurs at the shock wave reflection points and the number of shock wave reflections decreases compared to the state without relative movement.
Keywords: Aerodynamic Interference, Flow Field, Slender Body, Supersonic -
در مطالعات کانال مرکب به منظور کنترل برقراری شرایط توسعه یافتگی کامل جریان، لازم است توزیع دبی در کانال اصلی و سیلاب دشت بررسی شود. هدف این تحقیق، بررسی اثر شرایط ورودی در کانال مرکب با طول کوتاه در برقراری شرایط توسعه یافتگی با استفاده از بررسی میدان جریان و پارامترهای آشفتگی است. بدین منظور از ابزار سرعت سنجی تصویری ذرات در یک کانال مرکب استفاده شده است. نتایج این تحقیق نشان می دهد که در کانال مرکب کوتاه با استفاده از آرام کننده ی یکسان در کانال اصلی و سیلاب دشت، حتی تا انتهای کانال انتقال جرم از سیلاب دشت به کانال اصلی وجود دارد. در این حالت تغییرات سرعت طولی در عرض سیلاب دشت بسیار کم است و فروافتادگی شدید در محل سرعت بیشینه در کانال اصلی (در نزدیکی ناحیه اندرکنش) رخ می دهد. در حالی که در کانال مرکب کوتاه با افزودن آرام کننده ی کمکی در سیلاب دشت، شرایط مناسب و مشابه با کانال مرکب توسعه یافته تشکیل می شود.
کلید واژگان: کانال مرکب روباز, اثر ورودی, انتقال جرم, میدان جریان, سرعت سنجی تصویری ذراتA compound open channel is composed of the main channel and flood plain. In experiments with compound open channel conducted to ensure that the flow is uniform and fully developed, it is necessary to study the distribution of discharge in the main channel and flood plains. The purpose of the present study is to investigate the effects of channel inlet condition on flow uniformity by considering distribution of discharge in channels with length to flood plain width ratio lower than 35 (needed for fully developed flow condition) by analyzing the flow field and turbulence parameters. For this purpose, particle image velocimetry method has been used in a rectangular compound open channel. To provide correct measurement of secondary velocities, using a non-intrusive method such as particle image velocimetry is completely essential. The results of this study show that in short compound channels with the same screen installed in the main channel and flood plain, there is significant mass transfer from the flood plain to the main channel until the end of the channel length. It was found that in this case, a considerable downfall occurs for the maximum velocity position in the main channel. However, with a supplementary screen installed in the flood plain, in addition to the typical screen, expected conditions are established similar to the fully developed compound channels. In this condition, the time-averaged streamwise velocities vary considerably in the flood plain along the spanwise direction. On the other hand, in short compound channels with the same screen installed in main channel and flood plain, the streamwise velocities do not change significantly along the flood plain width duo to the imperfect interaction of main channel and flood plain. These observations express that to provide correct distribution of discharge, a supplementary screen should be installed in the flood plain of the compound channel.
Keywords: Compound Channel, Entrance effect, Mass transfer, Flow Pattern, Particle Image Velocimetry -
در این مقاله، به روش عددی انتقال حرارت و جریان سیال در پیل سوختی غشای پلیمری و کانال های خنک کاری، با الگوی کانال موازی و استفاده از آب مایع در کانال های مجزای تعبیه شده در صفحه دو قطبی، بررسی گردیده و عملکرد چهار طرح مختلف میدان جریان گاز و خنک کاری، براساس عدم نیاز به شرط مرزی حرارتی بیرونی، یکنواختی دما با استفاده از نرم افزار انسیس-فلوینت شبیه سازی و با یکدیگر مقایسه گردیده است. نتایج نشان داد که با افزایش عدد رینولدز جریان خنک کاری از 40 به 800، افت فشار در مسیر کانال جریان خنک کاری از 40 به 640 پاسکال می رسد. از طرفی عدد ناسلت جریان خنک کاری با تغییر عدد رینولدز جریان خنک کاری از 40 تا 400 به صورت نمایی از 350 تا حدود 700 رشد می کند و پس از آن ثابت می شود. همچنین نتایج نشان داد که بهترین عملکرد پیل در عدد رینولدز 60 بدست آمده است، زیرا با افزایش عدد رینولدز جریان خنک کاری و افزایش افت فشار توان پارازیتی سیستم بالا می رود.
کلید واژگان: پیل سوختی غشای پلیمری, میدان جریان, کانال های خنک کاری, کانال های جریان, توزیع چگالی جریان و دماIn this paper, the numerical method of heat transfer and fluid flow in the fuel cell of polymer membranes and cooling channels, with the parallel channel pattern and the use of liquid water in separate channels embedded in the bipolar plane, is investigated and the performance of four different field designs Gas flow and cooling, based on the absence of the need for an external thermal boundary condition, the temperature uniformity is simulated and compared using Ansys-Fluent software. The results showed that by increasing the Reynolds number of the cooling flow from 40 to 800, the pressure drop in the cooling flow channel path reaches from 40 to 640 Pascals. On the other hand, the Nusselt number of the cooling flow increases exponentially from 350 to about 700 by changing the Reynolds number from 40 to 400, and then it is fixed. The results also showed that the best cell performance was obtained at Reynolds number 60, because with increasing Reynolds number, the cooling flow and increasing pressure drop of the system’s noise power increases.
Keywords: Polymer membrane fuel cell, Flow field, Cooling channels, Flow channels, Flow density distribution and, temperature -
پره های توربین های گازی در شرایط مختلف کاری، تحت تاثیر عواملی نظیر خوردگی داغ، سایش و برخورد ذرات خارجی، تخریب می گردند و بر اثر کاهش عمر کاری آن ها، بازده توربین کاهش یافته، نهایتا منجر به تحمیل هزینه های سنگین جهت تعمیرات و جایگزینی پره ها می شوند. هدف از این مقاله بررسی تاثیر خوردگی و آسیب دیدگی پره ها، بر میدان جریان و کارآیی توربین بوسیله شبیه سازی عددی می باشد. به منظور تحلیل رفتار جریان داخلی، حل معادله های بقای جرم، ممنتوم و انرژی با استفاده از شبیه-سازی عددی توربین در محیط نرم افزار انسیس سی اف اکس صورت گرفته است. در این پژوهش، توربینی دوطبقه و با خنک کاری کامل، به صورت سه بعدی، شبیه سازی و نتایج حاصل با نتایج آزمایشگاهی اعتبار سنجی گردیده است. سپس اثرات افزایش لقی نوک پره ی روتور ها به همراه کاهش ضخامت ناشی از خوردگی در لبه ی حمله و فرار پره ها، به طور جداگانه، بر میدان جریان و عمل کرد توربین، در پنج نسبت فشار واقعی، بررسی شده است. نتایج نشان می دهد که مهم ترین عامل کاهش بازده، افزایش لقی نوک پره های روتور است؛ از طرفی کاهش کارآیی و افزایش ضرایب افت ناشی از آسیب دیدگی لبه ی حمله ی پره ها، تنها اندکی نسبت به لبه ی فرار، تاثیر گذارتر خواهند بود.
کلید واژگان: توربین, خوردگی پره, تحلیل سه بعدی, عمل کرد توربین گازی, میدان جریانStudy and numerical simulation of blades corrosion effects on a commercial axial turbine performanceWith respect to special conditions apply to the gas turbine, its blades are affected by many different factors such as, hot corrosion, oxidation, wear, impact of external particles, and etc. and are destroyed. Due to the reduction of their working life time, the turbine efficiency reduces and ultimately the heavy costs of periodic repairs are needed, and also new replacements of their blades are unavoidable. The aim of this study is investigation of the effects of corrosion and blade damage on flow field and gas turbine performance, by numerical simulation. In this research, a two stage turbine is modeled in the form of three dimensional and the results are validated with experimental data. To analyze of the behavior of entire flow, conservation of mass, momentum, and energy equations are solved. The numerical simulation of the turbine is done with ANSYS CFX software. Then the increased rotors tip clearance effects with decreasing thickness due to corrosion in both nozzles and blade leading edge and trailing edge were separately studied on turbine flow field and its performance in five actual different pressure ratios. The results showed that the most important factor in reducing the efficiency of gas turbine is due to rotor tip clearance increasing. Also corrosion of the blade edge respect to the trailing edge damage is a little more affected on reducing efficiency and increasing loss coefficients.Keywords: Turbine, corrosion of the blade, three, dimensional analysis, performance of gas turbine, flow field -
دمای بالا و خصوصیات متفاوت گاز ورودی می تواند عمل کرد توربین یک سیکل توربین گاز را در حین کارکرد کاهش دهد. با توجه به پیچیدگی جریان درون توربین، برای شناخت میدان جریان و دما درون طبقه ی توربین نیاز به انجام تحلیل سه بعدی می باشد.
با گذشت زمان و کارکرد توربین، افزایش زبری سطح پره اجتناب نا پذیر است. هدف از این مقاله بررسی تاثیر زبری، بر میدان جریان و کارایی توربین گازی با شبیه سازی عددی می باشد. در این پژوهش، توربین، به صورت سه بعدی شبیه سازی و نتایج حاصل با نتایج آزمایشگاهی اعتبار سنجی گردیده است. سپس تاثیر زبری در پره ها بر میدان جریان و عمل کرد توربین در پنج نسبت فشار متفاوت مورد بررسی قرار گرفته است. همچنین به منظور تعیین نقش استاتور ها و روتور ها به تنهایی در کاهش کارایی توربین، در یک زبری خاص، ابتدا به طور جداگانه استاتور های اول و دوم و سپس روتور های اول و دوم مورد بررسی قرار گرفته و سپس این پدیده به طور همزمان بر پره ها اعمال گردیده است. نتایج نشان می دهد که کاهش کارایی توربین در زبری کامل تقریبا برابر مجموع کاهش کارایی ها در حالت جداگانه است.
کلید واژگان: توربین, زبری پره, تحلیل سه بعدی, عمل کرد توربین, میدان جریانHigh temperatures and different properties of entering gas into the turbine of a gas turbine cycle can decrease its performance. Considering the complexity of the flow distribution inside the turbine، three-dimensional analysis to find out the flow and temperature field in the turbine stages is very important. As time passing the increasing of the roughness of blades is unavoidable. The aim of this paper is investigation of the blades roughness effects on flow field and efficiency of gas turbine with numerical calculations. In this research، a two-stage turbine is modeled in the form of three-dimensional and the results are validated with experimental data. Then the effects of blades roughness on flow field and performance of turbine in five pressure ratios is investigated. Also، in order to determine the role of stators and rotors in decreasing the turbine efficiency، in a special roughness، the first and second stators and then corresponding rotors have separately been examined and then this phenomenon affected on blades simultaneously. Results showed that the efficiency drop by applying all together on the turbine stage is approximately equal to summation of efficiency drops by applying separately.Keywords: turbine, roughness of the blade, three, dimensional analysis, turbine performance, flow field -
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 فشارA 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 -
در تحقیق حاضر، اثرات اندازه و جهت میدان مغناطیسی بر میدان جریان داخل حفره مربعی با مرز متحرک در کل دامنه تغییرات قدرت میدان مغناطیسی که تاکنون به طور عملی مورد استفاده قرار گرفته است (0 تا 10 تسلا)، مطالعه می شود. معادلات حاکم بر مسئله، شامل معادلات مومنتوم، پیوستگی و معادلات میدان مغناطیسی می باشند که با تدوین کد کامپیوتری کامل در محیط فرترن، به صورت عددی حل شدند. برای حل معادلات مومنتوم و پیوستگی از روش حجم محدود، با استفاده از الگوریتم سیمپل و برای حل معادلات میدان مغناطیسی از روش تفاضل محدود استفاده شده است. مطالعه اثر میدان مغناطیسی بر توزیع سرعت، خطوط جریان و نیز گردابه-های جریان در این تحقیق نشان می دهد که اعمال میدان مغناطیسی یکنواخت و عمودی از سطح زیرین، با قدرت کمتر از 01/ 0 تسلا سبب کوچک شدن گردابه های موجود در حفره می شود، به طوری که میدان مغناطیسی با قدرت حدود 01/ 0 تسلا سبب ناپدید شدن گردابه جریان شده درحالی که با افزایش بیشتر قدرت میدان مغناطیسی، گردابه های بزرگ تری تشکیل می شود.
کلید واژگان: میدان مغناطیسی, حفره با مرز متحرک, گردابه, میدان جریانIn this study, the effects of strength and direction of a magnetic field on lid-driven cavity flow in a wide range of magnetic field strength variations (0 to 10 Tesla) are studied. The governing equations, including conservative equations of momentum, continuity and magnetic field were solved numerically. Momentum and continuity were solved by the finite volume method, using SIMPLE algorithm where the finite difference method was used for solving of magnetic field equation. In this research, the effects of magnetic field on the velocity distribution, streamlines, and vortex flow shows that the vortices of the cavity shrink up to 0.01 Tesla, where the uniform and vertical magnetic field was applied from the bottom surface. For the magnetic field of 0.01 Tesla, the vortices disappear. Higher values of magnetic field create larger vortices.Keywords: Magnetic Field, Lid, Driven Cavity, Vortex, Flow Field -
در این نوشتار اثرات کانارد بر میدان جریان روی بال و توزیع فشار آن به صورت تجربی مورد بررسی قرار گرفته است. کلیه آزمایش ها بر روی ترکیب بندی بال، کانارد و نیم بدنه و در دو حالت کانارد وسط و کانارد بالا به صورت چسبیده به جلوی بال در یک تونل باد مادون صوت در ایران انجام گرفته است. نتایج به دست آمده نشان می دهد که حضور کانارد سبب قوی تر و پایدارترشدن گردابه ی لبه ی حمله ی بال شده و آن را به سمت لبه ی حمله متمایل می سازد. در زوایای حمله ی پایین انحراف کانارد، تاثیر گردابه ی آن بر جریان روی بال بیشتر می شود. همچنین در حالت کانارد وسط ادغام گردابه های کانارد و بال موجب تقویت بیشتر جریان گردابه یی تشکیل شده در روی بال می شود.
کلید واژگان: بال مثلثی, کانارد, گردابه, میدان جریانA s e r i e s o f s u b s o n i c w i n d t u n n e l e x p e r i m e n t s w e r e c a r r i e d o u t t o i n v e s t i g a t e e f f e c t s o f t h e p r e s e n c e a n d p o s i t i o n s o f a c a n a r d o n t h e v e l o c i t y f i e l d o v e r a d e l t a w i n g. I n t h i s r e s e a r c h, f l o w f i e l d m e a s u r e m e n t s o n a o n e-m e t e r a l u m i n u m a l l o y m o d e l a r e p e r f o r m e d. I n o r d e r t o u n d e r s t a n d c a n a r d i n f l u e n c e, t h e c a n a r d w a s s e t a t t w o v e r t i c a l p o s i t i o n s, h i g h a n d m i d, w i t h r e s p e c t t o t h e w i n g l e v e l. F l o w f i e l d m e a s u r e m e n t s w e r e p e r f o r m e d t o s t u d y t h e m e c h a n i s m o f c a n a r d-w i n g v o r t e x i n t e r a c t i o n s. T h e d a t a s h o w t h a t c a n a r d v e r t i c a l p o s i t i o n s h a v e a s i g n i f i c a n t i n f l u e n c e o n t h e v o r t i c e s l o c a t i o n s, a s w e l l a s o n v o r t e x b r e a k d o w n. R e s u l t s o f t h e f l o w f i e l d m e a s u r e d b y a s p e c i f i c r a k e s h o w t h a t t h e w i n g l e a d i n g e d g e v o r t e x b e c o m e s s t r o n g e r b y i n c r e a s i n g T h e a n g l e o f a t t a c k. I n a d d i t i o n, t h e v e r t i c a l d i s t a n c e o f t h e v o r t e x, w i t h r e s p e c t t o t h e w i n g s u r f a c e, i n c r e a s e s, a n d t h e p o s i t i o n o f t h e v o r t e x b r e a k d o w n m o v e s u p s t r e a m. T h e p r e s s u r e l o s s i n d u c e d b y t h e c a n a r d v o r t e x o n t h e w i n g s u r f a c e m o v e s t h e w i n g v o r t e x t o w a r d t h e l e a d i n g e d g e. W h e n t h e t w o v o r t i c e s a r e p l a c e d a t a n a p p r o p r i a t e d i s t a n c e f r o m e a c h o t h e r, t h e i r m e r g i n g c a n l e a d t o a s u d d e n p r e s s u r e l o s s. I n t h e m i d c a n a r d c o n f i g u r a t i o n c a s e, b o t h c a n a r d a n d w i n g v o r t i c e s m e r g e a t x/c $s u c c$ 0.5, a n d, a s a r e s u l t o f t h i s p h e n o m e n o n, a b r u p t p r e s s u r e l o s s o c c u r s a n d a s t a b l e v o r t i c a l f l o w i s m a i n t a i n e d o n t h e w i n g. I t i s s h o w n t h a t l o w a l p h a c a n a r d d e f l e c t i o n s, w i t h r e s p e c t t o t h e w i n g o r f r e e s t r e a m, m a k e s s i g n i f i c a n t c h a n g e s t o t h e f l o w f i e l d o v e r t h e w i n g.
Keywords: delta, wing, canard, vortex, flow field
- 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.
©2000-2025 magiran.com All Rights Reserved.