مطالعه عددي رشد يخ شبنم و روشن روي دهانه بال پهپاد

Numerical study of glaze and rime ice accretion along UAV’s wing span

در اين پژوهش رشد دو نوع يخ شبنم و روشن در طول دهانه بال يك پهپاد (UAV) مورد مطالعه قرار گرفت. همچنين علت فيزيكي تشكيل اين يخ‌ها روي سطح به‌همراه تاثير يخ‌زدگي روي ضرايب آيروديناميكي بال توسط روش عددي بررسي شد. براي اين‌منظور، بال مستطيلي با مقطع ناكا0012 در زاويه حمله 4 درجه، در دو دماي مختلف مورد مطالعه قرار گرفت. از حلگر فشارمبنا و مدل آشفتگي يك معادله‌اي اسپالارت-آلماراس در نرم افزار تجاري استفاده شد. محاسبات در رينولدز 106×3 صورت گرفت. نتايج حاصل از الگوي رشد يخ حاكي از آن است كه روي دهانه بال از ريشه تا ميانه تفاوتي ميان ضخامت يخ وجود نداشته ولي از قسمت ميانه تا نوك، به‌علت افزايش سرعت جريان، ميزان برخورد و تجميع قطرات در ناحيه مذكور افزايش يافته كه نتيجه آن افزايش ضخامت يخ مي‌باشد. همچنين تحت شرايط يخ روشن، در نزديك لبه فرار به‌علت رشد لايه مرزي، يخ تشكيل مي‌شود. با انجام محاسبات مشابه درحالت غيرلزج و عدم رشد يخ در نزديك لبه فرار، صحت اين ادعا نيز ثابت شد. ازطرفي پديده جريان القايي كه روي نوك بال‌هاي سه‌بعدي به-وجود مي‌آيد، باعث برخورد قسمتي‌از قطرات به نوك بيروني بال و درنتيجه رشد مقداري ناچيز يخ در ناحيه مذكور مي‌شود. بعلاوه بررسي ضرايب برآ و پسا نشان داد كه تشكيل يخ باعث افت عملكرد آيروديناميكي بال مي‌شود. همچنين اين مطالعه نشان داد كه افت عملكرد ناشي از يخ روشن به‌دليل ايجاد شاخ روي سطح بال، بيشتر از يخ شبنم مي‌باشد

In this study, the growth of glaze and rime ice along the UAV’s wing span was studied. In addition, the cause of the formation of these ices on the surface and the effect of ice accretion on the aerodynamic performance of the wing was investigated numerically. For this reason, a rectangular wing with NACA 0012 airfoil section at an angle of attack of 4 degree was studied at two different temperatures. A pressure-based solver and the Spalart-Allmaras turbulence model were used in commercial software. Calculations were performed at Re = 3×106. The results of the ice growth pattern indicate that there was no difference between the ice thickness on the wing span from root to middle, but from the middle to the tip, due to the increase in flow velocity, the rate of collision and the accumulation of droplets in the area increased. Also under glaze ice conditions, ice forms near the trailing edge due to the growth of the boundary layer. This calculation also proved the accuracy of this claim by performing similar calculation in the inviscid condition and the lack of ice growth near the trailing edge. On the other hand, the vortex phenomenon that occurs on the tip of the three-dimensional wings causes part of the droplets to hit the tip of the wing, resulting in the growth of a small amount of ice in this area. study of lift and drag coefficients showed that ice formation reduces the aerodynamic performance of the wing. This study also showed that the aerodynamic performance degradation due to glaze ice due to the formation of horns on the wing surface is more than rime ice.