ﺗﺎﺛﯿﺮ زاوﯾﻪ ﭘﺲ ﮔﺮاﯾﯽ ﺑﺮ ﻧﺎﭘﺎﯾﺪاري دﯾﻨﺎﻣﯿﮑﯽ ﺑﺎل ﻫﻮاﭘﯿﻤﺎ ﺑﺮ ﻣﺒﻨﺎي ﻣﻌﺎدﻻت ﮐﺎﻣﻼ ذاﺗﯽ و ﺗﺤﺖ اﺛﺮ واﻣﺎﻧﺪﮔﯽ اﺳﺘﺎﺗﯿﮑﯽ

Limit Cycle Oscillations in Swept Wings Based on Fully Intrinsic Equations and Considering the Static Stall Effects

هدف از تحقيق حاضر بررسي اثر زاويه پس‌گرايي بر ناپايداري ديناميكي بال هواپيما با استفاده از معادلات هندسه دقيق كاملاً ذاتي و با در نظر گرفتن آثار ناشي از واماندگي استاتيكي است. مقايسه روند تغييرات نوسانات با دامنه محدود در بال داراي زاويه پس‌گرايي با به‌ كارگيري مدل آيروديناميك اُنرا و لحاظ نمودن واماندگي استاتيكي از دستاوردهاي اين مقاله است. معادلات كاملاً ذاتي فقط شامل نيروها، گشتاورها، سرعت‌هاي خطي و زاويه‌اي هستند و در اين معادلات تغيير مكان‌ها و دوران‌ها به صورت صريح ظاهر نمي‌شوند. در اين تحقيق، بارهاي آيروديناميكي وارد بر بال هواپيما توسط مدل اُنرا در معادلات آيروالاستيك جايگزين شده‌اند. به منظور تعيين وضعيت ناپايداري سيستم آيروالاستيك، ابتدا معادلات غيرخطي حاكم توسط روش تفاضلات محدود گسسته شده و سپس مرز ناپايداري و تغييرات نوسانات با دامنه محدود پس از ناپايداري بررسي شده‌اند. دقت نتايج حاصل از طريق مقايسه با نتايج پيشينه تحقيقات مورد بررسي قرار گرفته است. در ادامه عامل تاثيرگذار زاويه پس‌گرايي مورد مطالعه قرار گرفته و در انتها مشخص گرديد كه معادلات كاملاً ذاتي، ناپايداري بال‌هاي داراي زاويه پس-گرايي را با دقت خوبي شبيه‌سازي مي‌كنند و انتخاب زاويه پس‌گرايي مناسب مي‌تواند موجب تعويق پديده نوسانات با دامنه محدود شود.

In this paper, the dynamic instability of swept wings by using the geometrically exact fully intrinsic beam equations and with considering the static stall effects is investigated. Study of variations of the limit cycle amplitudes by using the fully intrinsic beam equations and ONERA unsteady aerodynamic model with static stall effects in swept wings is the achievement of this article. the geometrically exact fully intrinsic beam equations involve only moments, forces, velocity and angular velocity, and in these equations, the displacements and rotations will not appear explicitly. In this study, the aerodynamic loads on the wing in an incompressible flow regime are determined by using the ONERA unsteady aerodynamic model. In order to check the instability behavior of the system, first the resulting non-linear partial differential equations are discretized by using the central finite difference method, and then time responses are obtained. The obtained results are compared with those available in the literature. Furthermore, the effects of sweep angle are studied. Finally, it is observed that by using the geometrically exact fully intrinsic beam equations, the instability of the swept wings can be determined accurately and selection of suitable sweep angle can postpone the occurrence of limit cycle oscillation.