آمار

تعداد نشریات36
تعداد شماره‌ها1,192
تعداد مقالات8,579
تعداد مشاهده مقاله6,989,917
تعداد دریافت فایل اصل مقاله4,033,399
رنجبر, محمدعلی, برخورداری, هوشنگ, محمودی طرقی, رضا. (1399). شبیه‌سازی و تحلیل اثر دیمپل بر عملکرد آیرودینامیکی جریان حول باله‌های هواپیمای بدون سرنشین. پدافند الکترونیکی و سایبری, 9(1), 17-28.
محمدعلی رنجبر; هوشنگ برخورداری; رضا محمودی طرقی. "شبیه‌سازی و تحلیل اثر دیمپل بر عملکرد آیرودینامیکی جریان حول باله‌های هواپیمای بدون سرنشین". پدافند الکترونیکی و سایبری, 9, 1, 1399, 17-28.
رنجبر, محمدعلی, برخورداری, هوشنگ, محمودی طرقی, رضا. (1399). 'شبیه‌سازی و تحلیل اثر دیمپل بر عملکرد آیرودینامیکی جریان حول باله‌های هواپیمای بدون سرنشین', پدافند الکترونیکی و سایبری, 9(1), pp. 17-28.
رنجبر, محمدعلی, برخورداری, هوشنگ, محمودی طرقی, رضا. شبیه‌سازی و تحلیل اثر دیمپل بر عملکرد آیرودینامیکی جریان حول باله‌های هواپیمای بدون سرنشین. پدافند الکترونیکی و سایبری, 1399; 9(1): 17-28.

شبیه‌سازی و تحلیل اثر دیمپل بر عملکرد آیرودینامیکی جریان حول باله‌های هواپیمای بدون سرنشین

مکانیک سیالات و آیرودینامیک
مقاله 2، دوره 9، شماره 1 - شماره پیاپی 25، تیر 1399، صفحه 17-28    اصل مقاله (1.23 M)
نوع مقاله: مقاله پژوهشی
نویسندگان
محمدعلی رنجبر* 1؛ هوشنگ برخورداری2؛ رضا محمودی طرقی3
1دانشگاه پدافند هوایی خاتم الانبیاء(ص)- دانشکده مهندسی مکانیک
2دانشگاه پدافند هوایی خاتم الانبیاء(ص)
3دانشگاه پدافند هوایی خاتم الانبیاء (ص)
تاریخ دریافت: 17 آذر 1398،  تاریخ بازنگری: 15 اردیبهشت 1399،  تاریخ پذیرش: 04 بهمن 1399 
چکیده
هنگامی‌که بال هواپیما در مسیر جریان هوا قرار می­گیرد به دلیل اثرات سطحی، لایه مرزی­ در نزدیکی سطوح آن ایجاد می­شود. پدیده لایه مرزی بر عملکرد ایرفویل تأثیر گذاشته و اثرات بسیار مهمی بر ضرایب لیفت و درگ آن می­گذارد، به­طوری که این پدیده سبب اعمال محدودیت­هایی می­شود که از افزایش عملکرد بال جلوگیری می­کند. لذا برای دستیابی به شرایط بهینه لازم است که لایه مرزی تشکیل‌شده را با روش­هایی کنترل کرد. در این مقاله با استفاده از ایجاد دیمپل (شیاری عمود) بر سطح بالایی ایرفویل NACA0012، کنترل جریان مکشی ایجاد شده و عملکرد بال هواپیما در دو حالت دوبعدی و سه‌بعدی و تحت زوایای حمله و سرعت­های جریان آزاد مختلف مورد بررسی قرار گرفته است. بدین منظور شبیه­سازی لازم با استفاده از نرم‌افزار فلوئنت و با استفاده از مدل آشفتگی سه معادله­ای K-Kl-ω انجام شده است. عرض شیار ایجادشده 5/2 درصد طول وتر ایرفویل، محل قرارگیری شیار 10 درصد از طول وتر (از لبه حمله ایرفویل) و سرعت مکش نصف سرعت آزاد در نظر گرفته شده است. نتایج به‌دست­آمده نشان می­دهد که با ایجاد جریان مکشی در سطح بال می­توان ضریب لیفت را افزایش داده و ضریب درگ را کاهش داد که باعث به تأخیر افتادن جدایش جریان گردیده و متعاقباً می­توان زوایای حمله و همچنین سرعت جریان آزاد مناسب را جهت بهبود پرواز هواپیمای بدون سرنشین انتخاب نمود.  
کلیدواژه‌ها
دیمپل؛ ایرفویل NACA0012؛ ضریب لیفت؛ ضریب درگ؛ مکش
عنوان مقاله [English]
Simulation and Analysis of the Effect of Dimple on the Aerodynamic Performance of Flow Around Drone Wings
نویسندگان [English]
Mohammad ali Ranjbar1؛ Houshang Barkhordari2؛ Reza Mahmodi toroghi3
2Khatmol Anbia Air Defense University
3Khatmol Anbia Air Defense University
چکیده [English]
When the wing of the plane is placed in the air flow direction, due to surface effects, a boundary layer is created near its surfaces.  The boundary layer phenomenon affects Airfoil’s performance and has significant effects on the lift and drag coefficients, this phenomenon leads to restrictions that prevent the increase in wing performance. Therefore, in order to achieve optimal conditions, it is necessary to control the formed boundary layer by several techniques. In this paper, by the creation a groove perpendicular to the outstanding edge of the airfoil’s NACA0012, suction flow controlled and the airplane wing performance is investigated in two-dimensional and three-dimensional models and under attack angles and different flow rates. For this purpose, the necessary simulation was carried out using the fluent software, using the K-Kl-ω three-equation turbulence model. The width of the jet (created groove) is %2.5 of the length of the airfoil chord (%2.5C), the location of the groove is %10 of the length of the chord (from the leading edge of the airfoil) and the speed of suction is considered to be half the free speed. The results show that increasing the coefficient of lift can be achieved by creating the suction flow at the wing level and reduced the drag coefficient, which causes a delay the separation of the flow Subsequently, the angles of attack and the appropriate free flow speed rate can be selected to improve the flight of the Unmanned plan.
کلیدواژه‌ها [English]
Dimple, NACA0012 airfoil, Lift coefficient, Drag coefficient, Suction
مراجع
  1. Dantsker, O. and Moiz, V. "Comparison of Aerodynamic Characterization Methods for Design of Unmanned Aerial Vehicles", 2018 AIAA Aerospace Sciences Meeting, Kissimmee, Florida, USA, 2018.##
  2. Fish, F. E. and Battle, J. M. "Hydrodynamic Design of the Humpback Whale Flipper", J. Morphol., Vol. 225, pp. 51-60, 1995.##
  3. Shan, H., Jiang, L., Liu, C., Love, M., and Maines, B. "Numerical Study of Passive and Active Flow Separation Control Over a NACA0012 Airfoil", Computer.fluid. J., Vol. 37, pp. 975-992, 2008.##
  4. Lam, K. and Lin, Y. "Effects of Wavelength and Amplitude of a Wavy Cylinder in Cross-Flow at Low Reynolds Numbers", J. Fluid. Mech., Vol. 620, pp. 195-220, 2009.##
  5. Luo, H., Qiao, W., and Xu, K. "Passive Control of Laminar Separation Bubble with Span Wise Groove on a Low-Speed Highly Loaded Low-Pressure Turbine Blade", J. Therm. Sci., Vol. 18, pp. 193-201, 2009.##
  6. Do, T., Chen, L., and Tu, J. "Numerical Study of Turbulent Trailing-Edge Flows with Base Cavity Effects Using URANS", J. Fluid. Struct., Vol. 26, pp. 1155-1173, 2010.##
  7. Xie, Y., Chen, J., Qu, H., Xie, G., Zhang, D., and Moshfeghi, M. "Numerical and Experimental Investigation on the Flow Separation Control of S809 Airfoil with Slot", Math. Problem. Eng., Vol. 13, pp 1-14, 2013.##
  8. Livya, E., Anitha, G., and Valli, P. "Aerodynamic Analysis of Dimple Effect on Aircraft Wing", International Journal of Mechanical, Aerospace, Industrial, Mechatronic and Manufacturing Engineering, Vol. 9, no. 2, 2015.##‏
  9. Wang, Y. "Aerodynamic Effect of 3D Pattern on Airfoil", Transactions of the Canadian Society for Mechanical Engineering., Vol 39, no. 3, pp. 537-545, 2015.##
  10. Brehm C., Mack S., and Gross, A. "Fasel HF Investigations of an Airfoil at Low Reynolds Number Conditions", Proc. Int. Conf. Flow Control, AIAA 2008-3765, Seattle, Washington, 2008.##
  11. Yousefi, K., Saleh, R., and Zahedi, P. "Numerical Study of Blowing and Suction Slot Geometry Optimization on NACA 0012 Airfoil", J. Mech. Sci. Technology., Vol 28, no. 4, pp. 1297–1310, 2014.##
  12. Yousefi, K. and Saleh, R. "Three-Dimensional Suction Flow Control and Suction Jet Length Optimization of NACA 0012 Wing", Meccanica, Vol 50, pp. 1481-1494,‏ 2015.##
  13. Aftab, S., Mohd, K., Razak, N., and Ahmad, K. A. "Turbulence Model Selection for Low Reynolds Number Flows", PLOS One, Vol. 11, no. 4, pp 1-15, 2016.##
  14. Choudhry A., Arjomandi M., and Kelso R., "A Study of Long Separation Bubble on Thick Airfoils and its Consequent Effects", Int. J. Heat. Fluid. Fl., Vol. 52, pp. 84–96, 2015.##
  15. Gad-el-Hak M., "Flow Control: Passive, Active, and Reactive Flow Management", Cambridge University Press, England, 2007.##
  16. Walters, D. K. and Leylek, J. H. "A New Model for Boundary Layer Transition Using a Single-Point RANS Approach", J. Turbomachinery., Vol, 126, pp. 193- 202, 2005.##
  17. Dannenberg, R. E. and Weiberg, J. A. "Section Characteristics of a 10.5 % Thick Airfoil with Area Suction as Affected by Chordwise Distribution of Permeability", NACA Technical Note 2847, 1952.##
  18. Critzos, C. C., Heyson, H. H., and Boswinkle, W., "Aerodynamics Characteristics of NACA0012 Airfoil Section at Angle of Attacks from 0° to 180°", NACA Technical Note 3361, 1955.##
  19. Jacobs, E. and Sherman, A., "Airfoil Section Characteristics as Affected by Variations of the Reynolds Number", NACA Report No.586-231, 1937.##
آمار
تعداد مشاهده مقاله: 418
تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 265