|
|
مهندسی مکانیک امیرکبیر، جلد ۵۲، شماره ۴، صفحات ۱۴۱-۱۵۰
|
|
|
| عنوان فارسی |
بررسی تجربی اثر فرکانس‌کاهش‌یافته بر توزیع فشار سطح پایین ایرفویل فوق بحرانی در حرکت توقف ناگهانی حین نوسان و سپس برگشت |
|
| چکیده فارسی مقاله |
در این تحقیق، تأثیرات فرکانس‌کاهش‌یافته، مدت زمان توقف و زاویه توقف بر توزیع فشار سطح زیر بال با مقطع ایرفویل فوق بحرانی نازک، در حرکت توقف ناگهانی حین نوسان و سپس برگشت بررسی می‌شود. این آزمایش‌ها در تونل باد مادون صوت، در زاویه حمله متوسط و دامنه حرکت ثابت و با محدوده فرکانس‌کاهش‌یافته 01/0 تا 12/0 انجام می‌شود. زوایای توقف مورد نظر در حالت بالارونده و در 3 محدوده زیر، نزدیک و بالای واماندگی استاتیکی انتخاب می‌شوند. توزیع فشار انتهای سطح پایین ایرفویل در همه زوایای حمله زیر واماندگی استاتیکی، از یک چهارم انتهای وتر به بعد، کاملا یکسان بوده اما در زوایای حمله بالاتر از واماندگی استاتیکی، توزیع فشار ناحیه ابتدایی زیر بال از لبه حمله تا 15/0x/c=، یکسان می‌باشد. نتایج دینامیکی نشان می‌دهند رفتار توزیع فشار موقعیت‌های زیر بال در هر سه زاویه توقف و در همه فرکانس‌های کاهش‌یافته و همچنین مدت زمان توقف متفاوت، تا موقعیت 70/0x/c= کاملا یکسان بوده و بالاتر از مقدار فشار در زاویه حمله صفر درجه استاتیک است اما رفتار متفاوت گردابه‌های‌گرتلر زمان‌مند در زوایای توقف مختلف، باعث ایجاد رفتار‌های کاملا غیر مشابه در توزیع فشار 30 درصد انتهای سطح پایین زیر بال می‌باشد، این نتایج به صورت کیفی ارائه شده است. در زاویه توقف بالای واماندگی استاتیکی و در پایین‌ترین فرکانس‌کاهش‌یافته، پدیده واماندگی دینامیکی مشاهده می‌شود. |
|
| کلیدواژه‌های فارسی مقاله |
|
|
| عنوان انگلیسی |
Impact of the Reduced Frequency on Pressure Distribution on the Lower Surface of a Supercritical Airfoil during Pitch-Pause-Return Motion |
|
| چکیده انگلیسی مقاله |
Effects of reduced frequency, pause duration and stop angle on pressure distribution on the lower surface of thin supercritical airfoil undergoing the pitch-pause-return maneuver have been studied. The experiments have been performed in a subsonic wind tunnel for a fixed mean angle of attack and at constant amplitude. The reduced frequencies were from 0.01 to 0.12, and three stop angles were chosen during upstroke motion in below stall, near stall and post stall regions. For all angles of attack below the static stall, the pressure distributions are nearly identical at the rear quarter chord on the lower surface. For beyond the stall angles, the lower surface pressure distributions are observed to remain unchanged from the leading edge downstream to x⁄c=0.15. Also dynamic results show that the behavior of pressure distribution at the lower surface taps for all reduced frequencies and pause durations, are identical from leading edge to x⁄c=0.70 and are higher than the static values at zero angle of attack. However, the lower surface pressure distributions have been observed to be entirely different at the rear 30% chord for various pause angles, which can be deemed to be the signature of the unsteady Gortler vortices. |
|
| کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله |
|
|
| نویسندگان مقاله |
علیرضا داوری |
گروههوافضا- دانشکده مکانیک و هوافضا- دانشگاه آزاد واحد علوم و تحقیقات
محمدرضا سلطانی |
استاد/دانشگاه صنعتی شریف
زهرا اسلامی حقیقت |
دانشگاه آزاد علوم و تحقیقات
|
|
| نشانی اینترنتی |
https://mej.aut.ac.ir/article_3215_c91e9307a8db9415b4638e5981d6f17e.pdf |
| فایل مقاله |
اشکال در دسترسی به فایل - ./files/site1/rds_journals/1252/article-1252-2205245.pdf |
| کد مقاله (doi) |
|
| زبان مقاله منتشر شده |
fa |
| موضوعات مقاله منتشر شده |
|
| نوع مقاله منتشر شده |
|
|
|
|
برگشت به:
صفحه اول پایگاه |
نسخه مرتبط |
نشریه مرتبط |
فهرست نشریات
|