تحليل عددي جريان سيال تراكم پذير پايا حول ايرفويل متقارن جاكوفسكي در زواياي حمله و ماخ‌هاي مختلف

Numerical Analysis of Steady Compressible Fluid Flow Around Symmetric Joukowski Airfoil in Different Angles of Attack and Mach

انتقال جاكوفسكي يكي از معروف‌ترين تبديل‌ها در علم مكانيك سيالات مي‌باشد چرا كه با استفاده از اين تبديل، هندسه ايرفويل‌هاي جاكوفسكي ارائه گرديده است. در مقاله حاضر با استفاده از معادلات انتقال جاكوفسكي هندسه يك ايرفويل متقارن با ضخامت 12‌% استخراج و جريان حول آن به منظور بررسي تأثير تغيير زاويه حمله بر ضرايب آيروديناميكي در ماخ‌هاي مختلف با استفاده از نرم افزار فلوئنت محاسبه شده است. بدين منظور پس از حل عددي، خطوط جريان و توزيع فشار حول ايرفويل در زواياي حمله مختلف استخراج و ضرايب آيروديناميكي همچون ضريب برآ و پسا و بازده آيروديناميكي ايرفويل در ماخ‌هاي متفاوت استحصال گرديده‌اند. با تحليل نمودارها و كميت‌هاي مذكور مي‌توان اظهار داشت با افزايش زاويه حمله، جريان آشفته‌تر شده و گردابه‌هاي قدرتمندتري در لبه فرار ايجاد مي‌گردد. همچنين با افزودن بر مقدار زاويه حمله، توليد گردابه روي ايرفويل تسريع گشته و نقطه آغاز آن از لبه فرار به سمت لبه حمله متمايل مي‌گردد و اختلاف فشار در دو طرف ايرفويل بيشتر خواهد شد، لذا پساي فشاري اثر بيشتري روي پساي كل دارد. به طور كلي مي‌توان گفت با نمو زاويه حمله مقدار ضرايب پسا و برآ افزون مي‌گردد اما بازده آيروديناميكي جريان با افزايش زاويه حمله تا مقدار 5 درجه رشد يافته است و به بيشينه مقدار خود مي‌رسد. پس از آن با افزايش زاويه حمله بازده كم مي‌شود؛ اين روند مستقل از عدد ماخ است. گفتني است كه در جريان با ماخ كوچكتر شاهد بازده آيروديناميكي بيشتري هستيم.

Joukowski transfer is one of the most conversions in the science of fluid mechanics, as using this conversion, geometry of the Joukowski airfoil is presented. In this paper, the geometry of a symmetrical airfoil with a thickness of 12% extracted from Joukowski transfer equation, then the computational domain of flow around it is investigated with the Ansys Fluent software, in order to evaluate the effect of changing the angle of attack on the aerodynamic coefficients, in different Mach number. To achieve this goal, after the numerical solution, stream lines distribution of pressure is illustrated in different angle of attack, the aerodynamic coefficients such as lift coefficients, drag coefficients and aerodynamic performance of airfoil in different Mach number is calculated. By analyzing the charts and the quantity which is listed above, expressed with increasing angle of attack, the flow become more turbulent and vortices are strong at the trailing edge. Also, increasing the angle of attack, vortex production has been accelerated on the airfoil, its starting point is changed from trailing edge toward the leading edge the pressure difference between the two sides of airfoil will increased, therefore, the pressure drag becomes more effective on total drag. In general it can be said with the angle of attack is increasing the amount of drag coefficient and lift coefficient is increased, But the aerodynamic performance by increasing the angle of attack is increased to 5 degrees which is the maximum point of its performance and after this point the aerodynamic performance is decreased, this procedure is independent from Mach number. Although the more aerodynamic performance is going to see at lower Mach number.