عنوان پایان‌نامه
بررسی تجربی اثرات نوسانات انتقالی ایرفویل فوق بحرانی بر توزیع فشار دیواره تونل باد
- رشته تحصیلی
- مهندسی هوافضا - آئرودینامیک
- مقطع تحصیلی
- کارشناسی ارشد
- محل دفاع
- کتابخانه دانشکده علوم و فنون نوین شماره ثبت: 522;کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 78118;کتابخانه دانشکده علوم و فنون نوین شماره ثبت: 522;کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 78118
- تاریخ دفاع
- ۰۳ مهر ۱۳۹۵
- دانشجو
- داریوش هادی سیه رود
- استاد راهنما
- شیدوش وکیلی پور تکلو, مهران مصدری
- چکیده
- بررسی جریان ناپایا از آنجا که در زاویه‌های بالا، کارکرد ملخ هلی‌کوپترها و پره های توربین باد را محدود می‌کند از اهمیت بالای برخوردار است.پدیده ناپایا بیشتر بر روی پره هلی‌کوپترها،توربین‌های بادی،کمپرسورها و بارهای اعمالی بر بال هواپیما رخ می‌دهد. یکی از بهترین روش‌ها برای بررسی پدیده‌هایناپایا انجام آزمایشات دینامیکی شامل نوسانات انتقالی یا پیچشی می‌باشد. آنالیز نتایج بدست آمده از آزمایشات نوسانی بدون در نظر گرفتن اثرات تداخل دیواره آمیخته با خطا می‌باشد و خطای بوجود آمده باعث پیش بینی نادرست مشخصات آیرودینامیکی هواپیما می‌گردد در این پژوهش هدف بررسی جریان نزدیک دیواره های تونل باد در نوسان انتقالی سینوسی ایرفویل فوق بحرانی که نوع جدیدی از ایرفویل‌ها می‌باشد. کلیه آزمایشات تجربی در تونل باد مدار بسته و مادون صوت پژوهشکده فضایی شهر شیرازجهت تحلیل اثرات نوسان عمودی مدل و توزیع فشار دینامیکیبر دیواره‌های کف و بالای تونل باد، در سرعت جریان آزاد معادل 50 متر بر ثانیه و در زاویه حمله مختلف، 3- ، 0 ، 2 ، 6 درجه و دامنه نوسانی مختلف، 3 ، 5 ، 6 و فرکانس کاهش یافته، 0/0071 ، 0/010 ، 0/021، 0/031 هرتز و آزمایشات استاتیکی با سرعت 50 متر بر ثانیه و در زاویه حمله معادل، 3- ، 0 ، 2 ، 6 درجه توسط ترانسدیوسرهای فشاری مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج نشان می دهد که.زاویه حمله متوسط و فرکانس‌کاهش یافته نقش تعیین کننده‌ای در تغییرات ضریب فشار جریان در دیواره تونل باد دارند. اثر افزایش فرکانس کاهش یافته بیشتر،اختلاف مینیم و ماکزیمم فشار کمتر می‌شود بنابراین چرخش جریان کمتر و ورتکس‌ها ضعیف‌تر می‌شود. و اثر ترم چرخشی کمتر و غیر چرخشی بیشتر می‌شود.همچنین تکرارپذیری نتایج در حد قابل قبولی بوده و در واقع می‌توان آن را بعنوان تأییدیه نتایج در نظر گرفت.
- Abstract
- Since the high angle of attack limits helicopter, propeller and turbine blades performance, study of unsteady flow is of high importance. Unstead phenomena flow usually happen on helicopter blades, turbine, compressors and loads apply on aircraft wings. One of the best methods for investigation of unsteady phenomena testing dynamic which consist plunge or pitch oscillation. Analizing the results from oscillation tests without considering effects of wall interference leads to error and this error cause fals prediction of aircraft aerodynamic properties. The purpose of this study is to investigate near-wall flow of the super critical airfoil plunge motion, which is a new type of airfoils. All experimental tests performed at sub-sonic closed circuit wind tunnel in shiraz space research in daynamic mode with free-flow speed of 50 meter per second and varioust angle of attack, -3, 0, 2 and 6 degrees and amplitude of oscillation, 3, 5, 6 and reduce frequency, 0/0071, 0/010, 0/021, 0/031 Hz and also in static mode with a speed of 50 meter per second and the angle of attack, -3, 0, 2, 6 degree in taken. Pressure distribution of high and low wall is measured by pressure transducers. Results show that equivalent angle of attack and reduce frequency has an important role in varying the pressure coefficient of flow on wind tunnel walls. With increasing the reduce frequencydiffrente between the minimum and maximum pressure and the circulation flow decrase, vortex flow got weaker effect of term rotational and effect of term non rotational. Furthermore the repeatability of test cases was acceptable and can be considered as the verification of the results. Keywords:Tunnel Wall Pressure Disterbution, Supercritical airfoil, Plunge Oscillation, Reduced frequency, Unsteady Aerodynamic
