تحقيق تجربي اثرات زاويه حمله بر روي مشخصه‌هاي آيروديناميكي مدل هواپيما با تركيب بال مثلثي- بدنه- دم عمودي تحت اثرات زمين

Experimental investigation of angle of attack effects on aerodynamics characteristics of delta wing-body-vertical tail combination airplane model in ground effects

مشخصه‌هاي آيروديناميكي يك هواپيما با پيكربندي بال مثلثي، هنگام برخاست و نشست، بطور قابل توجهي تحت تاثير زمين قرار دارد. در اين تحقيق اثر استاتيكي زمين روي يك مدل هواپيماي بال مثلثي 60 درجه با لبه‌هاي تيز متقارن به همراه بدنه و دم عمودي بصورت تجربي در تونل باد كم سرعت مورد مطالعه قرار گرفت. تونل باد مذكور از نوع مدار بسته و داراي مقطع آزمون باز به ابعاد 2/2 متر در 2/8 متر و حداكثر سرعت 90 متر بر ثانيه مي‌باشد. تغييرات فشار ديناميكي در ميدان جريان مقطع آزمون از مقدار متوسط كمتر 0/2 درصد و مقدار شدت اغتشاشات جريان مقطع آزمون در مركز مقطع حدود 0/13 درصد مي‌باشد. در تست هاي مذكور اثرات زمين با استفاده از يك صفحه ثابت با ارتفاع قابل تغيير شبيه‌سازي شده است. نتايج نشان داده است كه با كاهش فاصله از زمين نيروي برآ افزايش، نيروي پساي القايي كاهش، پساي كل افزايش و گشتاور پيچشي دماغه پايين به صورت غير خطي افزايش پيدا كرده است. نرخ افزايش ضريب برآ در نواحي خطي با كاهش فاصله از زمين افزايش پيدا كرده است. در نواحي غير خطي نيز روند افزايش ضريب برآ با كاهش فاصله از زمين وجود داشته اما ميزان افزايش بخاطر انفجار گردابه‌ها و جدايش جريان از روي سطح كاهش محسوسي داشته است. در زواياي حمله مثبت بيشترين درصد افزايش ضريب برآ مربوط به زاويه حمله 5 درجه بوده است كه بدليل وجود جريان گردابه‌اي كامل روي كل سطح بال مي‌باشد. كمترين درصد افزايش مربوط به زاويه حمله 30 درجه بوده است.

Aerodynamic characteristics of an aircraft with delta wing are considerably affected under the ground effect in take-off and landing phases. In this research, static ground effect of a 60 degrees delta wing with axisymmetric sharp edges in combination of body and vertical tail at low speed wind tunnel are investigated. The wind tunnel is closed type has an opened test section that its dimensions is 2.8 m × 2.2 m and maximum velocity is 90 m/s. In these tests ground effect is simulated using a fixed plane that its height is variable. With decreasing the height from the ground plane, the lift force is increased, induced drag force is decreased, total drag force is increased and nose-down pitching moment is increased nonlinearly. The rate of increasing of lift coefficient in linear regions increased with decreasing of height from ground plane. At the positive angle of attack the most percentage increasing of lift coefficient is due to 5 degrees angle of attack as the result of existence of perfect vortex flow over the whole wing surface. The minimum case is due to 30 degrees of angle of attack.