مطالعه تجربي و عددي اثرات تجميع يخ بازگشتي بر روي عملكرد آيروديناميكي ايرفويل NACA23012

Experimental and Numerical study of Runback ice accretion effects on aerodynamic performance of NACA23012 airfoil

در اين مقاله، اثرات آيروديناميكي تجميع يخ بازگشتي بر روي ايرفويل NACA 23012 بصورت عددي و تجربي مورد بررسي قرار گرفته است. در اين راستا، آزمايشات در عدد رينولدز Re=0.6×?10?^6 در محدوده زواياي حمله 0 تا 20 درجه، بر روي ايرفويل يخ زده بازگشتي، انجام شد و سپس نتايج آن با نتايج حاصل از ايرفويل بدون يخ مورد مقايسه قرار گرفت. بطور كلي با مطالعه رفتار الگوي جريان و ضرايب آيروديناميكي براي ايرفويل يخ زده و مقايسه نتايج آن ها با ايرفويل بدون يخ مشخص شد كه يخ زدگي به دو صورت بر روي عملكرد آيروديناميكي ايرفويل تاثير مي گذارد. در حالت اول كه در زواياي حمله پايين و تا قبل از شروع حالت واماندگي ايرفويل اتفاق مي افتد، تاثير يخ زدگي موضعي است. در اين حالت، تشكيل يخ بر روي ايرفويل، باعث شكل گيري يك حباب جدايش جريان پشت توده يخ، در سطح بالايي ايرفويل مي گردد. با شبيه سازي ميدان جريان بصورت عددي، حباب جدايش تشكيل شده در پشت يخ، مشاهده شد. اما تاثير اصلي پديده يخ زدگي، به حالت دوم مربوط مي شود كه در زواياي حمله نزديك به واماندگي و بعد از آن اتفاق مي افتد. در اين حالت، الگوي جريان اطرف ايرفويل و همچنين ضرايب آيروديناميكي بصورت اساسي و قابل توجه تغيير مي كند. بعلاوه، آشكار شد كه يخ بازگشتي باعث مي شود زاويه واماندگي 2 درجه و ضريب برآي بيشينه حدود 8 درصد كاهش يابد.

In this paper, effects of runback ice accretion on NACA 23012 airfoil have been studied in an experimental and numerical manner. According to this purpose, experiments have been done using runback ice within Reynolds No. 0.6 × 106 over the angle of attack from 0 to 20 degrees and results have been compared with the clean airfoil results. Having examined behavior of the flow pattern and aerodynamic coefficients of the iced airfoil, results were compared with those of the clean airfoil. It can be concluded that icing phenomenon affects aerodynamic performance of the airfoil in two ways; first, it occurs at low angles of attack prior to stalling of the airfoil and the effect is local. In this case ice accretion on the airfoil contributes to formation of a flow separation bubble behind the ice ridge on the upper surface of the airfoil. After numerical simulation of flow field, flow separation bubble behind the ice ridge was observed. The main effect of icing which is related to the second way occurs at angles of attack close to stall and post-stall. In this case flow pattern around the airfoil as well as aerodynamic coefficients undergo fundamental change. ln addition, it was clear runback ice causes stall angle to decrease 2 degrees and maximum lift is reduced about 8 percent.