عنوان پایان‌نامه
اثرات تغییر موقعیت مرکز دوران بر مشخصه های ایرودینامیکی یک بالواره دو بعدی نوسانی
- رشته تحصیلی
- مهندسی هوافضا - آئرودینامیک
- مقطع تحصیلی
- کارشناسی ارشد
- محل دفاع
- کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 75566
- تاریخ دفاع
- ۳۱ شهریور ۱۳۹۴
- دانشجو
- علی مرادی
- استاد راهنما
- شیدوش وکیلی پور تکلو
- چکیده
- واماندگی دینامیکی یک پدیده ایرودینامیکی است که با افزایش زیاد نیروی برآ و تاخیر در واماندگی بالواره یا بال، بعد از گذر از زاویه واماندگی استاتیکی، و در نتیجه حرکت چرخشی ناپایا توصیف می¬شود. در ابتدا باید به این نکته توجه کرد در پروانه¬ها و روتورهای هلی¬کوپتر، تیغه های در حال گردش در زوایای حمله مختلف که می¬توانند به سرعت با زمان تغییر کنند، آزمایش می¬گردند. اخیرا این موضوع بعد از افزایش محبوبیت توربین¬های باد محور عمودی، برای تولید انرژی پاک در قرن 21 اهمیت بیشتری پیدا کرده است. در این پایان¬نامه که از کد منبع¬باز اوپن فوم در دینامیک سیالات محاسباتی برای چرخش بالواره NACA0012 در دو فرکانس کاهشی ) 0.1 و 0.05) در سه نقطه چرخش مختلف استفاده شده است. سرعت، فشار و نمودار پارامترهای اغتشاشی به صورت کیفی با هم مقایسه شده¬اند. ضرایب برآ، پسا و گشتاور نیز به طور کمی مورد مقایسه قرار گرفته¬اند. چرخش دینامیکی بالواره، بیشینه و میانگین ضریب برآ را در مقایسه با بیشینه برآی ایستایی افزایش می¬دهد. نتایج محاسباتی نشان می¬دهد که حرکت محور چرخش به سمت جلو باعث افزایش بیشتر ضریب برآی میانگین می¬گردد اما همزمان ضریب پسا و گشتاور را نیز زیاد می¬کند. چرخش بالواره به آن اجازه می¬دهد زاویه واماندگی استاتیکی را بدون اجرای واقعی آن افزایش دهد. این موضوع باعث حفظ پایداری در زوایای بزرگ حمله می¬گردد. بعلاوه هنگامی که محور چرخش در جلوترین نقطه مورد مطالعه در این پایان¬نامه قرار می¬گیرد ضریب گشتاور 16 تا22 برابر بزرگتر از زمانی می¬شود که محور چرخش در نقطه یک چهارم وتر ( البته با توجه به فرکانس کاهشی) قرار دارد. با وجود افزایش پایداری و مقدار برآ، ضریب گشتاور بسیار بزرگ تر از مقداریست که بتوان این ایده را برای ریزپرنده¬ها عملی کرد. زیرا وزن موتور¬هایی که بتوانند این مقدار گشتاور را ایجاد کنند از مقدار نیرو ی برآی تولید شده توسط چرخش بالواره بیشتر است.
- Abstract
- Dynamic stall is an aerodynamic phenomenon characterized by a sharp increase in lift and a delay in stall of airfoils and wings past their static stall angle as a result of unsteady pitching motion. It was first noticed in propeller and helicopter rotors – the rotating blades experienced angles of attack that would change rapidly with time. Recently this topic has gotten more attention since vertical axis wind turbines have become more popular to support the clean energy boom of the early 21st century and since the U.S. Army has expressed an interest in flapping-wing micro aerial vehicles. This thesis uses the computational fluid dynamics (CFD) code OpenFOAM to model a NACA 0012 airfoil pitching at two different reduced frequencies (0.05 and 0.1) about three different rotation axes (quarter-chord, leading edge, and a quarter-chord forward of the leading edge). Velocity, pressure, and turbulence parameter contours are qualitatively compared. Lift, drag, and moment coefficients are quantitatively compared. Dynamically pitching the airfoil increases the maximum and average lift coefficient compared to the static maximum lift. Computed results show that moving the pitching axis forward further increases the average lift coefficient, but increases both the average drag and moment coefficients. Pitching the airfoil allows it to exceed its static stall angle without actually stalling – this maintains stability in higher angles of attack. Moreover, when the pitching axis is at the forward-most location considered in this thesis, the moment coefficient is 16 to 22 times greater than when the pitching axis is at the quarter-chord of the airfoil depending on the reduced frequency. Despite the increase in magnitude and stability of lift, the increase in moment coefficient is likely too large to be feasible on the scale of micro aerial vehicles since the weight increase of the motors necessary to provide the larger torque will offset the gain in lift.
