تصحیح آثار دیواره برای یک ایرفویل در جریان مادون‌ صوت

نوع مقاله: مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 عضو هیات علمی / گروه هوافضا، دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران

2 کارشناس ارشد / گروه هوافضا، دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران

چکیده

از جمله مهمترین دلائل اختلاف نتایج حاصل از آزمایشات تونل باد با شرایط پروازی، آثار دیواره­های مقطع آزمون تونل باد است. دیواره­ها در مقطع آزمون جریان هوا را در جهت­های طولی و عرضی تحت تأثیر قرار می­دهند و سبب ایجاد اختلاف بین مقادیر اندازه­گیری‌شده با شرایط جریان آزاد می­شوند. در این مقاله آثار انسداد مربوط به یک ایرفویل فوق بحرانی در حالت پایا به ازای زوایای حملة متفاوت بررسی و روشی برای اصلاح آثار دیواره­ها تدوین شده است. آزمون­ها در تونل باد مادون صوت و مدار بسته در سرعت 30 متر بر ثانیه و رینولدز معادل 600000 با استفاده از اندازه­گیری توزیع  فشار روی مدل و دیواره تونل انجام شده است. با استفاده از توزیع فشار اندازه­گیری‌شده روی دیوارة تونل، میدان جریان حول مدل با پتانسیل­های چاه و چشمه به‌صورت تقریبی تخمین زده شده و با به‌کارگیری الگوریتمی سریع، توزیع این پتانسیل­ها در راستای خط مرکزی تونل محاسبه و در نهایت با محاسبة آثار انسداد، توزیع فشار، فشار دینامیکی و ضرایب ائرودینامیکی اصلاح شده است. همچنین ضرایب ائرودینامیکی اصلاح‌شده از دو روش مجزا مقایسه شده است. نتایج حاصل از این دو روش اختلاف نسبتاً کمی به ازای زوایای حمله متفاوت دارند و بیشترین اختلاف به‌میزان 7 درصد مربوط به زاویة حملة 20 درجه به‌دست آمده است. همچنین روش‌های به‌کار گرفته شده حاکی از دقت مناسب تصحیحات روی ضرایب ائرودینامیکی می‌باشد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Wall correction for a supercritical airfoil in the low speed wind tunnel

نویسندگان [English]

  • Mehran Masdari 1
  • Mohsen Bashna 2
  • Arshia Tabrizian 2
1 Aerospace Department, Faculty of New Sciences and Technologies, University of Tehran
2 Aerospace Department, Faculty of New Sciences and Technologies, University of Tehran
چکیده [English]

One of the most important reasons for the difference between the results of wind tunnel experiments and flight conditions is the effect of the wind tunnel walls. The walls in the test section affect the air flow in the longitudinal and lateral directions, causing a difference between the measured values ​​and the free stream. In this paper, the effects of blockage associated with an supercritical airfoil in a steady state for different attack angles have been investigated and a specific method for correcting the effects of walls has been developed. The Experiments were carried out in a low speed and closed circuit wind tunnel at a speed of 30 m / s and Reynolds No. equal to 600,000 using the pressure distribution measurement on the model and the tunnel wall. Using the pressure distribution on the tunnel wall, the flow field around the model with source and sink potential was estimated approximately. Then, using a rapid algorithm, the distribution of these potentials was calculated along the central line of the tunnel and finally corrected by calculating the effects of blockage, pressure distribution on the model, dynamic pressure and measured aerodynamic coefficients. Also, modified aerodynamic coefficients were compared with each other separately. The results obtained from these two methods differed slightly in relation to the attack angles, with the highest difference of 7% in the angle of attack of 20 degrees. Also, the developed methods indicated the accuracy of the corrections on the aerodynamic coefficients.

کلیدواژه‌ها [English]

  • experimental testing
  • supercritical airfoil
  • wall pressure
  • blockage effects
  • wall effects

[1] J. B. R. Barlow, W. H. Pope, Low Speed Wind Tunnel Testing, Third Edition, John Wiley and Sons, 1999.

[2] B. c. f. b. u. c. f. ESDU Data Memorandum 80024, Endorsed by the Royal Aeronautical Society, Issued November (1980), with Amendments A, March, (1998).

[3] A. H. Pope, J, J., Low Speed Wind Tunnel Testing, New York: John Wiley & Sons, 1966.

[4] R. Pankhurst, C. Holder, D, W., Wind-Tunnel Techniques: An Account of Experimental Methods in Low- and High-Speed Wind Tunnels, Pitman, London, 1952.

[5] E. Maskell, A Theory of the Blockage Effects on Bluff Bodies and Stalled Wings in a Closed Wind Tunnel, ARC R&M 3400, 1965.

[6] R. Gould, W, F., Wake Blockage Corrections in a Closed Wind Tunnel for One or Two WallMounted Models Subject to Separated Flow, Aeronautical Research Council, R & M. No. 3649, 1970.

[7] H. W. T. I. W. Glauert, Bodies, and Airscrews, R & M No. 1566, British A.R.C., 1933.

[8] H. Glauert, The Elements of Aerofoil and Airscrew Theory, Second Edition, Cambridge University Press, 1947.

[9] J. Hackett, E. Wilsden, D, J., Determination of Low Speed Wake Blockage Corrections via Tunnel Wall Static Pressure Measurements, AGARD Fluid Dynamic Panel Symposium on Windtunnel Design and Testing Techniques, London, England, 1975.

[10] J. Hackett, L. Lilley, D, E. Wilsden, D, J., Estimation of Tunnel Blockage from Wall Pressure Signatures: A Review and Data Correlation, NASA CR-15, 224, March, 1979.

[11] S. Allmaras, R., On Blockage Corrections for Two-Dimensional Wind Tunnel Tests Using the Wall-Pressure Signature Method, NASA Technical Memorandum 86759, March, 1986.

[12] L. Kong, Parkinson, G. V., Unsteady Flow testing in a Passive Low-Correction Wind Tunnel In Wall Interference, Support Interference and Flow Field Measurements, AGARD CP 535 (1994), pp. 22-122-7.

[13] NASA Common Research Model, “Wall CorrectionMethods”, https://commonresearchmodel.larc.nasa.gov/wall-correction-methods (accessed 25 March 2018).