بررسی عددی اثر عدد ماخ و زاویة حمله بر الگوی جریان روی بال مثلثی 60 درجه

نوع مقاله: مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر

2 دانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر

چکیده

در این مقاله جریان پایا روی یک بال مثلثی با زاویة پسگرایی 60 درجه و لبة حملة تیز، در زوایای حمله و رژیم‌های صوتی گوناگون، به‌روش عددی بررسی شده ‌است. الگوی جریان روی سطح بالایی بال مثلثی با لبة حملة تیز، براساس مؤلفة زاویة حملة عمود بر لبة حمله و مؤلفة عدد ماخ عمود بر لبة حمله به شش نوع طبقه‌بندی می‌شود. در این مقاله الگوی جریان روی بال مثلثی مورد مطالعه با الگوهای شناخته‌شده در مطالعات پیشین مقایسه شده و تغییرات این الگوها با تغییر عدد ماخ جریان آزاد و زاویة حمله مورد بحث قرار گرفته ‌است. تصاویر آشکارسازی حاصل از نتایج شبیه‌سازی نشان می‌دهد یک گردابة لبة حمله با یا بدون حضور جدایش ثانویه روی سطح بالایی بال مثلثی تشکیل می‌شود که با افزایش عدد ماخ به سطح بال نزدیک‌تر شده، تدریجاً کشیده‌تر می‌شود. در اعداد ماخ بیش از 2/1، لبة حملة بال مثلثی فرا‌صوت شده و موج انبساطی منتشرشده از لبة حمله به جریان شتاب می‌دهد. در این حالت امواج ضربه‌ای روی بال تشکیل می‌شود؛ امواجی که با گردابه اندرکنش دارند. با افزایش زاویة حمله، گردابه از سطح بال فاصله می‌گیرد و به موج ضربه‌ای نزدیک می‌شود. در پایان، اثر تغییر عدد ماخ جریان آزاد و زاویة حمله بر محل انفجار گردابه بررسی شده ‌است.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Computational Investigation of Mach number and angle of Attack Effects on the Flow Pattern over a 60º Delta Wing

نویسندگان [English]

  • Mostafa Hadidoolabi 1
  • Hossein Ansarian 2
چکیده [English]

Steady flows over a 60º delta wing with sharp leading edge are computationally studied at different angles of attack and Mach numbers. Flow patterns over the upper surface of a delta wing are classified into six types based on the component of angle of attack normal to the leading edge  and component of Mach number normal to the leading edge MN. Flow patterns over the delta wing studied in this research are compared to known patterns of previous studies and their variations with free-stream Mach number and angle of attack are investigated. Visualization results obtained by numerical simulations show that a leading edge vortex is formed on the upper side of the wing with or without the presence of the secondary separation which gradually expands and becomes closer to the wing surface with increasing Mach number. At Mach numbers higher than 1.2, the leading edge becomes supersonic and the expansion wave emanating from the leading edge accelerates the flow. At this condition, shock waves are formed on the wing which interact the vortices. With increasing angle of attack, the vortex gets away from the wing and closer to the shock wave. The effects of free-stream Mach number and angle of attack on the location of vortex breakdown are also studied.

کلیدواژه‌ها [English]

  • delta wing
  • Flow pattern
  • leading edge vortex
  • vortex breakdown

[1] Stanbrook, A., L. C. Squire. “Possible Types of Flow at Swept Leading Edges.” Aeronautical Quarterly 15 (2), 1964, pp. 72-78.

[2] Maikapar G. I. “Seperated Flows at the Leeward Side of a Delta Wing and a Body of Revolution in a Supersonic Flow.” Uch. Zap. TsAGI 13 (4), 1982, pp. 22-33.

[3] Miller, D. S., R. M. Wood. “Leeside Flows over Delta Wings at Supersonic Speeds.” Journal of Aircraft 21 (9), 1984, pp. 680-686.

[4] Szodruch J. G., D. J. Peake. “Leeward Flow over Delta Wings at Supersonic Speeds.” Report NASA-TM No. 81187, 1980.

[5] Seshadri S. N., K. Y. Narayan. “Possible Types of Flow on Lee-Surface of Delta Wings at Supersonic Speeds.” The Aeronautical Journal (5), 1988, pp. 185-199.

[6] Vorropoulos G., J. F. Wendt. “Laser Velocimetry Study of Compressibilty Effect on the Flow Field of a Delta Wing.” Report AGARD CP No. 342, 1983.

[7] Brodetsky M. D., A. M. Shevchenco. “Some Features of a Seperated Flow and Supersonic Vortex Structure at the Leeside of a Delta Wing”, Proc. of IUTAM Symp. On Seperated Flows and Jets, Berlin-Heidelberg, 1991.

[8] Brodetsky M. D., E. Krause, S. B. Nikiforov, A. A. Pavlov, A. M. Kharitonov, A. M. Shevchenko. “Evolution of Vortex Structures on Leeward Side of a Delta Wing.” Journal of Applied Mechanics and Technical Physics 42 (2), 2001, pp. 243-254.

[9] Imai G., K. Fujii, A. Oyama. “Computational Analyses of Supersonic Flows over a Delta Wing at High Angles of Attack.” 25th International Congress of the Aeronautical Sciences (ICAS), 2006.

[10] Schiavetta L. A, O. J. Boelens, W. Fritz. “Analysis of Transonic Flow on a Slender Delta Wing Using CFD”, 24th Applied Aerodynamics Conf., San Francisco, California, 2006.

[11] Younis Y., A. Bibi, A. U. Haque, S. Khushnud. “Vortical Flow Topology on Windward and Leeward Side of Delta Wing at Supersonic Speed.” Journal of Applied Fluid Mechanics 2 (2), 2009, pp. 13-21.

[12] Oyama A., M. Ito, G. Imai, S. Tsutsumi, N. Amitani, K. Fujii. “Mach Number effect on Flow Field over A delta Wing in Supersonic Region”, 46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, 2008.

[13] Gursul, Ismet. “Recent Developments in Delta Wing Aerodynamics.” The Aeronautical Journal, 2004, pp. 437-452.