تاثیر اعمال دمش جانبی ثابت بر روی ضرایب آیرودینامیکی یک مدل بال هواپیمای مانورپذیر

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 گروه آیرودینامیک، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری، تهران، ایران

2 دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه خواجه نصیر الدین طوسی، تهران، ایران

چکیده

در این تحقیق، اثر دمش جانبی ثابت بر روی ضرایب آیرودینامیکی یک مدل بال هواپیمای جنگنده مانور پذیر، با استفاده از نرم‌افزار فلوئنت به صورت سه‌بعدی شبیه‌سازی شده و مورد مطالعه قرار گرفته است. بررسی‌ها در عدد ماخ 0.4 و در زوایای حمله مختلف با استفاده از شبکه بی‌سازمان و مدل آشفتگیk-w sst انجام شده است. نتایج شبیه‌سازی نشان داد که دمش جانبی و به‌موازات لبه حمله بال، باعث ایجاد جریان در امتداد محور گردابه لبه حمله می‌شود و فروپاشی گردابه را تا زوایای حمله بالا به تعویق می‌اندازد. درنتیجه مقدار ضریب برآ در زوایای حمله بالاتر افزایش می‌یابد که این افزایش، با مقدار ضریب دمش رابطه مستقیم دارد. با اعمال دمش، به دلیل فروپاشی گردابه بر روی سطح بال، ضریب پسا افزایش بیشتری نسبت به حالت بدون دمش تا زاویه حمله 24 درجه دارد و پس از این زاویه، مقدار ضریب پسا نسبت به حالت بدون دمش کاهش می‌یابد. بنابراین در ضرایب دمش بیشتر، ضریب پسا کمتر کاهش می‌یابد. با تزریق جریان بر روی بال، گردابه موجود در مقاطع طولی مختلف قوی‌تر شده و افت فشار بیشتری بر روی سطح بالایی بال ایجاد می‌کند. همچنین بیشترین مقدارافت فشار در دهانه داخلی بال و در نزدیکی لبه حمله بال مشاهده می‌شود.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Effect of Steady Spanwise Blowing on the Aerodynamic Coefficients of a Maneuverable Aircraft Wing Model

نویسندگان [English]

  • Ahmad Sharafi 1
  • Matin Al Havaz 2
1 Aerospace Engineering Faculty, Shahid Sattari Aeronautical University of Science And Technology, Tehran, Iran
2 Department of Mechanical Engineering, KNTU, Tehran, Iran
چکیده [English]

In this study, the effect of steady spanwise blowing on the Aerodynamic Coefficients of a Maneuverable Aircraft Wing Model have been simulated in three dimensions and investigated applying the fluent software. The simulations have been performed at the Mach number of 0.4 and different angles of attack, using unstructured grid and the k-w sst turbulent model. Numerical simulation results showed that the spanwise blowing along the wing leading edge caused a flow along the axis of leading edge vortex and delayed the vortex breakdown until the high angles of attack. As a result, the lift coefficient increases at higher angles of attack, which is directly related to the jet momentum coefficient. By applying blowing, due to the vortex breakdown on the wing surface, drag coefficient is greater than no blowing condition until angle of attack 24 degree and after this angle, the drag coefficient decreases. Therefore, drag coefficient decrease lower at greater jet momentum coefficients. By injecting the flow on the wing, the vortex increases in the different longitudinal sections and causes a greater pressure drop on the upper surface of the wing. Also, the greatest amount of pressure in the inner span of the wing and near the edge of the wing attack is observed.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Maneuverable Aircraft
  • spanwise blowing
  • aerodynamic coefficients
  • numerical simulation
  • Flow separation