مطالعه تجربي رفتار آيروديناميكي ايرفويل ناكا0012 در نزديك سطح

Experimental Study of Aerodynamic Behavior of NACA0012 Airfoil near the Surface

هنگامي‌كه يك وسيله پرنده به يك سطح آبي يا خاكي نزديك مي‌شود، در الگوي ميدان جريان سيال اطراف آن تغييراتي بوجود مي‌آيد. اين تغيير ميدان جريان بر آيروديناميك و كنترل پرنده اثر مستقيم مي‌گذارد. اين موضوع بيشتر در هنگام نشست و برخاست پرنده و نيز پرواز كروز با ارتفاع كم نمود پيدا مي‌كند، كه آن را اثر سطحي مي‌نامند. در اين پژوهش پديده اثر سطحي و اثر آن در ضرايب آيروديناميكي و الگوي جريان اطراف ايرفويل‌ ناكا0012 در رژيم مادون‌صوت تراكم‌ناپذير در حالت استاتيكي به‌صورت عددي و تجربي بررسي شده است. آزمون تجربي در تونل باد مادون‌صوت تراكم‌ناپذير مركز تحقيقات ملي آيروديناميك قدر دانشگاه جامع امام حسين (ع) با سطح مقطع 80 در 100 سانتي متر انجام شده است. شبيه سازي پديده به‌صورت زمين ثابت و با حداقل ضخامت لايه مرزي ممكن در تونل باد مي‌باشد. حل ميدان جريان به‌صورت عددي براساس معادلات ناويراستوكس به همراه مدل لزجت گذار-اس‌اس‌تي انجام شده است. تأثير پديده اثر سطح بر تغيير ضرايب آيروديناميكي با درنظر گرفتن فواصل مختلف از سطح در حالت استاتيكي بررسي شده است. توزيع فشار روي سطح ايرفويل بوسيله سنسور دقيق فشار اندازه‌گيري شده است و در فواصل نزديك به سطح متأثر از پديده اثر سطح است. نتايج تحليل استاتيكي نشان دهنده‌ي افزايش نيروي برآ و كاهش نيروي پسا است.

When a flying vehicle approaches a surface of water or land, changes occur in the pattern of the fluid flow field around it. This change in flow field eliminates the direct effect on aerodynamics and control of the vehicle. This is more common when the vehicle is landing and taking off, as well as flying at low altitudes, which is called the surface effect. In this research, the phenomenon of surface effect and its effect on aerodynamic coefficients and flow pattern around NACA0012 airfoil in the static incompressible subsonic regime have been investigated numerically and experimentally. Experimental tests were performed in the incompressible subsonic wind tunnel of the Ghadr National Aerodynamics Research Center of Imam Hossein University with a cross-sectional area of 80 by 100 cm. The simulation of the phenomenon is a fixed ground with the minimum possible thickness of the boundary layer in the wind tunnel. Solve the flow field numerically based on Navier Stokes equations along with the Transition-SST viscous model. The impact of the surface effect phenomenon on the change of aerodynamic coefficients has been investigated by considering different distances from the surface in the static state. The pressure distribution on the airfoil surface is measured by an accurate pressure sensor and is due to the surface effect phenomenon at close distances to the surface. The results of the static analysis show an increase in lift force and a decrease in drag force.