مطالعه تجربي جريان گذرصوت روي ايرفويلNACA0012 به كمك اندازه گيري نوسانات فشار

Experimental Study of a Transonic Flow over a NACA0012 Airfoil by Measurement of Pressure Fluctuations

در اين تحقيق، براي اولين بار در كشور، پديده هايي همچون حركت موج شوك، تداخل موج شوك با لايه مرزي و پديده جدايش در جريان گذرصوت حول يك ايرفويل NACA0012 مطالعه تجربي شده است. اين آزمايش ها با استفاده از سنسور هاي فشار لحظه اي كولايت در زواياي حمله 0، 4+ و 4- درجه و اعداد ماخ بين 6/0 تا 82/0 انجام شده است. با نصب 13 سنسور كولايت در ناحيه 13 تا 63 درصد از طول وتر ايرفويل، فشار هاي لحظه اي با فركانس KHz10 و دقت KPa/bit 05/0 اندازه گيري و ثبت شده اند. همچنين، به كمك يك سيستم شليرين، موقعيت شوك، حركت موج شوك و امواج تراكمي آشكارسازي و ضبط شده اند. نتايج به دست آمده نشان مي دهد كه با گذار جريان از لايه اي به آشفته، دامنه نوسانات فشار افزايش مي يابد و در صورت ايجاد جدايش جريان، متاثر از تداخل موج شوك با لايه مرزي، دامنه نوسانات نسبت به قبل از جدايش، كاهش مي يابد. همچنين، با افزايش عددماخ، محل گذار جريان از لايه اي به آشفته به سمت لبه حمله و محل ايجاد شوك به سمت لبه فرار حركت مي كنند. مسيله مهم ديگر در اين تست ها مشاهده اختلاف فاز قابل توجه بين سيگنال هاي نوسان هاي فشار در نواحي بعد از موج شوك و داخل حباب جدايش مي باشد.

In this research, shock wave motion, shock/boundary layer interaction, and flow separation in a transonic flow over a NACA0012 airfoil were investigated experimentally. Thirteen Kulite sensors were utilized for measurement of pressure fluctuations over the airfoil. Experiments were performed for angles of attack between -4 to 4 degrees and flow Mach numbers of M= 0.39 to 0.82. The Kulite sensors were distributed on one side of the airfoil surface from 13% to 63% of the chord from the leading edge. Data acquisitioning were performed using a 10KHz sample rate and a resolution of 0.05 KPa/bit. A Schlieren system was also used for visualization of shock lines. The results show that the transition from laminar to turbulent cause increase in amplitude of pressure fluctuations during the process. If boundary layer separation occurs due to interaction of boundary layer with shock waves, amplitude of pressure fluctuations reduces compared to upstream of the separated region. The results also show that as Mach number increases, the onset location of laminar to turbulent transition moves toward the leading edge and the shock lines move toward the trailing edge. Another significant phenomenon was occurrence of a phase difference between pressure signals of two positions namely: after shock wave and inside separation bubble.