تحليل عددي رفتار آيروديناميكي بال مثلثي 65 و 75 درجه در زواياي حمله و اعداد ماخ مختلف

Numerical Analisys of Delta Wing 65 and 75 Backward Angle Degrees in Different Angles of Attack and Mach numbers

جريان پايا روي بال مثلثي با زاويه پس‌گراي 65 و 75درجه، با سطح مقطع تخت و لبه حمله‌اي كه كاملاً تيز نيست، در زواياي حمله مختلف و رژيم‌هاي صوتي متفاوت، به‌صورت عددي تحليل شده است. الگوي جريان روي سطح بالايي بال، براساس زاويه حمله عمود، و عدد ماخ عمود بر لبه حمله، ، به شش نوع طبقه‌بندي مي‌شود. ضرايب آيروديناميكي بال براي كليه موارد محاسبه‌ شده و نمودار‌ها و الگوي جريان برحسب تغييرات زاويه حمله و عدد ماخ رسم شده‌اند. ضرايب محاسبه شده با موارد منتشر شده از مطالعات معتبر پيشين مقايسه شده و تغييرات مشاهده شده برحسب اعداد ماخ و زواياي حمله مورد بحث قرار گرفته‌اند. نتايج بيان‌گر آن است كه با افزايش عدد ماخ، ضرايب برآ و پسا كاهش مي‌يابند. كانتورهاي فشار نمايان‌گر كاهش فشار سطح بالايي و افزايش فشار سطح پاييني در اثر افزايش زاويه حمله است. بخش زيادي از كاهش فشار به‌علت وجود گردابه‌هاي لبه حمله روي سطح بال است كه در اعداد ماخ بيش از 2/1 سرعت جريان در لبه حمله بال مافوق صوت شده و امواج انبساطي منتشر شده از لبه حمله به جريان شتاب مي دهد. با افزايش زاويه حمله، قدرت موج ضربه روي بال افزايش يافته و موجب افزايش ضرايب برآ و پسا مي‌شود.

Steady flow over a delta-wing at 65 and 75 sweep angles with a flat cross-section and a leading-edge that is not quite sharp is analysed in different AOAs and flow regimes. Flow pattern on the upper-surface of the wing, is divided to 6 categories, based on the vertical components of the AOA and Mach number on the leading-edge. The aerodynamic coefficients of the wing are calculated for all cases and the related graphs and flow patterns are investigated. The calculated coefficients are compared with the published cases from previous studies and the observed differences based on various Mach numbers and AOAs are discussed. The results indicates that by increasing the Mach number, the lift and drag coefficients are increased. Pressure contours shows that by increasing the AOA, the pressure on the upper-surface and lower-surface is decreased and increased respectively. A large part of the pressure drop is due to the leading edge vortices on the wing-surface. In flow speeds over Mach=2 the leading edge speed become supersonic and expansion waves propagated from the leading edge accelerate the flow, and as the AOA increase, the shock-wave power is increase and cause a growth to the lift and drag coefficients.