مطالعه تجربی رفتار آیرودینامیکی ایرفویل NACA0012 در نزدیک سطح

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران

10.22060/mej.2021.19844.7130

چکیده

هنگامی‌که یک وسیله پرنده به یک سطح آبی یا خاکی نزدیک می‌ شود، در الگوی میدان جریان سیال اطراف آن تغییراتی بوجود می ‌آید.این تغییر میدان جریان بر آیرودینامیک و کنترل پرنده اثر مستقیم می ‌گذارد. این موضوع بیشتر در هنگام نشست و برخاست پرنده و نیز پرواز کروز با ارتفاع کم نمود پیدا می‌ کند، که آن را "اثر سطحی" می ‌نامند. در این پژوهش پدیده اثر سطحی و اثر آن در ضرایب آیرودینامیکی و الگوی جریان اطراف ایرفویل‌ NACA0012 در رژیم مادون‌صوت تراکم ناپذیر در حالت استاتیکی به ‌صورت عددی و تجربی بررسی شده است. آزمون تجربی در تونل باد مادون صوت تراکم ناپذیر مرکز تحقیقات ملی آیرودینامیک قدر انجام شده است. حل میدان جریان بر اساس معادلات ناویراستوکس به همراه مدل آشفتگی Transition-SST انجام شده است. تاثیر پدیده اثر سطح بر تغییر ضرایب آیرودینامیکی با درنظر گرفتن فواصل مختلف از سطح در حالت استاتیکی بررسی شده است. توزیع فشار روی سطح ایرفویل بوسیله سنسور دقیق فشار اندازه‌گیری شده است و در فواصل نزدیک به سطح متاثر از پدیده اثر سطح است. نتایج تحلیل استاتیکی نشان دهنده‌ی افزایش نیروی برآ و کاهش نیروی پسا است.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Experimental study of aerodynamic behavior of NACA0012 airfoil near the surface

نویسندگان [English]

  • Mostafa Hadidoolabi
  • mahdi bakhtiari fasr
  • Seyed Hoseyn Sadati
Malek Ashtar University of Technology, Tehran, Iran
چکیده [English]

When a flying vehicle approaches to a surface of water or land, changes occur in the pattern of the fluid flow field around it. This change in flow field eliminates the direct effect on aerodynamics and control of the vehicle. This is more common when the vehicle is landing and taking off, as well as flying at low altitudes, which is called the "surface effect". In this research, the phenomenon of surface effect and its effect on aerodynamic coefficients and flow pattern around NACA0012 airfoil in static incompressible subsonic regime have been investigated numerically and experimentally. Experimental tests were performed in the incompressible subsonic wind tunnel of the Ghadr National Aerodynamics Research Center. The flow field solution is based on Navier Stokes equations along with the Transition-SST turbulence model. Impact of surface effect phenomenon on the change of aerodynamic coefficients has been investigated by considering different distances from the surface in the static state. The pressure distribution on the airfoil surface is measured by an accurate pressure sensor and is due to surface effect phenomenon at close distances to the surface. The results of static analysis show an increase in lift force and a decrease in drag force.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Ground effect
  • Icompressible subsonic
  • NACA0012
  • Numerical study
  • Wind tunnel