مطالعه تجربي اثر شكل دم عمودي بر جريان و ضرايب آيروديناميكي يك مدل

Experimental Investigation of the Effect of Vertical Tail on the Flow Field and Aerodynamic Forces of a fighter Model

به منظور مطالعۀ اثرات دم عمودي بر كارايي يك هواپيما، تحقيقات گسترده اي روي دو مدل از يك جنگنده با دمهاي عمودي تكين و دوتايي در زواياي كنت مختلف در يك تونل باد انجام شده است. بدين منظور آزمايشاتي با استفاده از اين مدلها و در شرايط مادون صوت انجام گرفت و دنبالۀ جريان با اندازه گيري فشار ديناميك به دست آمد. همچنين اثر شوكهاي ايجاد شده در جريان مافوق صوت بر روي دمهاي عمودي مختلف با آشكارسازي مورد بررسي قرار گرفت. ضرايب آيروديناميكي اين مدلها نيز در شرايط مافوق و مادون صوت اندازه گيري شد. با استفاده از نتايج اين آزمايشات مي توان تاثير دم عمودي تكين و دوتايي بر عملكرد هواپيما در شرايط مختلف را مطالعه كرد. نتايج حاصله اثر دمهاي عمودي بر مقادير اندازه گيري شدۀ نيرو و ممان در زاويۀ جانبي غير صفر را نشان مي دهند. همچنين اثر دمهاي عمودي بر جريان پشت مدل در زاويه حمله كاملا مشهود است. دمهاي عمودي دوتايي با زاويۀ كنت 22 درجه باعث انفجار متقارن گردابه هاي مدل در زاويه حملۀ بالا در سرعت مادون صوت مي شوند. نتايج نشان مي دهد كه با افزايش زاويۀ كنت دم عمودي، ضريب نيروي پسا افزايش مي يابد. ولي با افزايش زاويۀ حمله اين تفاوتها كاهش مي يابد.

An intensive experimental investigation was conducted to study the effect of vertical tail, single and twin (with different cant angles) on the flow field and the corresponding aerodynamic forces and moments of a model of a fighter A/C. Aerodynamic forces under different flight conditions and different vertical tail settings were measured in a supersonic wind tunnel. Furthermore, effects of vertical tail on the model wake at subsonic speed were investigated. In addition to the force and pressure measurements, schlieren system was used to visualize the shock formation and movement oat various locations on the model. The results show existence of a pair of symmetric vortices for the model equipped with a 22 degree vertical tail cant angle. The vortices burst symmetrically at moderate angle of attack. The drag coefficient increases with increasing cant angle at low to moderate alpha and decreases when alpha is further increased.