|
|
مجله علمی تخصصی مهندسی مکانیک تبدیل انرژی، جلد ۷، شماره ۴، صفحات ۵۳-۶۳
|
|
|
| عنوان فارسی |
تحلیل عددی رفتار آیرودینامیکی بال مثلثی ۶۵ و ۷۵ درجه در زوایای حمله و اعداد ماخ مختلف |
|
| چکیده فارسی مقاله |
جریان پایا روی بال مثلثی با زاویه پس‌گرای 65 و 75درجه، با سطح مقطع تخت و لبه حمله‌ای که کاملاً تیز نیست، در زوایای حمله مختلف و رژیم‌های صوتی متفاوت، به‌صورت عددی تحلیل شده است. الگوی جریان روی سطح بالایی بال، براساس زاویه حمله عمود، و عدد ماخ عمود بر لبه حمله، ، به شش نوع طبقه‌بندی می‌شود. ضرایب آیرودینامیکی بال برای کلیه موارد محاسبه شده و نمودار‌ها و الگوی جریان برحسب تغییرات زاویه حمله و عدد ماخ رسم شده‌اند. ضرایب محاسبه شده با موارد منتشر شده از مطالعات معتبر پیشین مقایسه شده و تغییرات مشاهده شده برحسب اعداد ماخ و زوایای حمله مورد بحث قرار گرفته‌اند. نتایج بیان‌گر آن است که با افزایش عدد ماخ، ضرایب برآ و پسا کاهش می‌یابند. کانتورهای فشار نمایان‌گر کاهش فشار سطح بالایی و افزایش فشار سطح پایینی در اثر افزایش زاویه حمله است. بخش زیادی از کاهش فشار به‌علت وجود گردابه‌های لبه حمله روی سطح بال است که در اعداد ماخ بیش از 2/1 سرعت جریان در لبه حمله بال مافوق صوت شده و امواج انبساطی منتشر شده از لبه حمله به جریان شتاب می دهد. با افزایش زاویه حمله، قدرت موج ضربه روی بال افزایش یافته و موجب افزایش ضرایب برآ و پسا می‌شود. |
|
| کلیدواژه‌های فارسی مقاله |
بال مثلثی، زاویه حمله، عدد ماخ، انفجار گردابه |
|
| عنوان انگلیسی |
Numerical Analisys of Delta Wing 65 and 75 Backward Angle Degrees in Different Angles of Attack and Mach numbers |
|
| چکیده انگلیسی مقاله |
Steady flow over a delta-wing at 65 and 75 sweep angles with a flat cross-section and a leading-edge that is not quite sharp is analysed in different AOAs and flow regimes. Flow pattern on the upper-surface of the wing, is divided to 6 categories, based on the vertical components of the AOA and Mach number on the leading-edge. The aerodynamic coefficients of the wing are calculated for all cases and the related graphs and flow patterns are investigated. The calculated coefficients are compared with the published cases from previous studies and the observed differences based on various Mach numbers and AOAs are discussed. The results indicates that by increasing the Mach number, the lift and drag coefficients are increased. Pressure contours shows that by increasing the AOA, the pressure on the upper-surface and lower-surface is decreased and increased respectively. A large part of the pressure drop is due to the leading edge vortices on the wing-surface. In flow speeds over Mach=2 the leading edge speed become supersonic and expansion waves propagated from the leading edge accelerate the flow, and as the AOA increase, the shock-wave power is increase and cause a growth to the lift and drag coefficients. |
|
| کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله |
Delta Wing, AOA (Angle of Attack), Mach Number, Vortex Breakdown. |
|
| نویسندگان مقاله |
علیرضا سخاوت بنیس | Alireza Sekhavat Benis
Islamic Azad University Science and Research Branch, Tehran, Iran
دانشگاه آزاد اسلامی واحد علوم و تحقیقات تهران، گروه مهندسی هوا فضا، دانشکده مکانیک، تهران
مصطفی هادی دولابی | Mostafa Hadi Doolabi
Malek Ashtar University of technology
دانشگاه مالک اشتر، تهران، ایران
|
|
| نشانی اینترنتی |
http://jeed.iaud.ac.ir/browse.php?a_code=A-10-260-1&slc_lang=fa&sid=1 |
| فایل مقاله |
فایلی برای مقاله ذخیره نشده است |
| کد مقاله (doi) |
|
| زبان مقاله منتشر شده |
fa |
| موضوعات مقاله منتشر شده |
سایر (برق، عمران، معماری، هیدرولیک، ماشین آلات کشاورزی، ساخت و تولید، متالوژی، ریاضی، فیزیک، شیمی و ...) |
| نوع مقاله منتشر شده |
پژوهشی |
|
|
|
برگشت به:
صفحه اول پایگاه |
نسخه مرتبط |
نشریه مرتبط |
فهرست نشریات
|